WO2015132541A1 - Joint de type bulle intégrant au moins une butée rigide - Google Patents

Joint de type bulle intégrant au moins une butée rigide Download PDF

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WO2015132541A1
WO2015132541A1 PCT/FR2015/050557 FR2015050557W WO2015132541A1 WO 2015132541 A1 WO2015132541 A1 WO 2015132541A1 FR 2015050557 W FR2015050557 W FR 2015050557W WO 2015132541 A1 WO2015132541 A1 WO 2015132541A1
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WO
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Prior art keywords
seal
contact pads
seal according
contact
tubular portion
Prior art date
Application number
PCT/FR2015/050557
Other languages
English (en)
Inventor
Philippe Avenel
Damien HALLATTE
Original Assignee
Aircelle
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aircelle filed Critical Aircelle
Publication of WO2015132541A1 publication Critical patent/WO2015132541A1/fr

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Classifications

    • 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
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/021—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing
    • F16J15/022—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material
    • F16J15/024—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity
    • F16J15/027—Sealings between relatively-stationary surfaces with elastic packing characterised by structure or material the packing being locally weakened in order to increase elasticity and with a hollow profile

Definitions

  • Bubble seal incorporating at least one rigid stop
  • the invention relates to a seal intended to be interposed between two parts of a propulsion unit of an aircraft, the propulsion unit consisting of a turbojet engine and a nacelle.
  • a seal will for example be interposed between two parts of the nacelle, or between the turbojet engine and a part of the nacelle.
  • An aircraft is propelled by several turbojets each housed in a nacelle; each nacelle also housing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising:
  • Modern nacelles are often intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot gases (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine.
  • a nacelle generally has an external structure, called “Outer Fixed Structure” (OFS), which defines, with a concentric internal structure, called “Inner Fixed Structure” (IFS), comprising a cover surrounding the structure of the turbojet itself behind the fan, an annular flow channel, also called a vein, for channeling a flow of cold air, said secondary, which circulates outside the turbojet engine.
  • OFS Outer Fixed Structure
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the primary and secondary flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • Each propulsion unit of the aircraft is thus formed by a nacelle and a turbojet, and is suspended from a fixed structure of the aircraft, by example under a wing or on the fuselage, by means of a tower or a mast attached to the turbojet engine or to the nacelle.
  • the rear section of the external structure of the nacelle is usually formed of two substantially semicylindrical shaped covers, on either side of a longitudinal vertical plane of symmetry of the nacelle, and movably mounted so as to be able to be deployed between a operating position and a maintenance position which gives access to the turbojet engine.
  • the two covers are generally pivotally mounted about a longitudinal hinge axis in the upper part of the inverter (upper connection line, called “at 12 o'clock”).
  • the covers are held in the closed position by means of locks arranged along a junction line located at the bottom (called “at 6 o'clock”).
  • an aircraft propulsion assembly incorporates functional subassemblies that have relative movements and between which it is necessary to manage the sealing.
  • the nacelle is designed and dimensioned for a secondary ducted channel that exerts pressure on its internal structure. On the other hand, the nacelle is not designed to cope with a scooping of the flow constituting the secondary vein towards the turbojet engine 30; heavy scooping can lead to tearing of the internal structure of the nacelle.
  • the seal between the two covers and the turbojet has a particular problem.
  • the two covers are each animated axial and radial movements relative to the turbojet engine. Then, given the large size of the parts, the two covers can in operation experience significant movement.
  • a seal interposed between a hood and the turbojet must therefore create a sealing barrier regardless of the relative position of a hood relative to the turbojet, and for this, have a large crush amplitude.
  • the document WO 200/056699 describes a seal with a large crushing amplitude, this seal has a cylindrical part and at least one lip extending radially from a generatrix of the cylindrical part.
  • the seal further includes a longitudinal rib oriented radially inwardly of the cylindrical portion.
  • Such a seal has a large crushing capacity, whose limit is provided by the rib.
  • the rib acts as a stop during a complete crushing of the cylindrical portion.
  • this stop has several disadvantages, from the fact that this stop is made of the same material as the seal. In the first place, it presents, as well as for the rest of the joint, a certain flexibility. Thus, during a significant crushing of the seal, the stop is therefore also likely to undergo a major crush. Therefore, the referencing that must provide this stop is very imprecise, and parts separated by the seal are likely to come into contact, which should be avoided in all circumstances.
  • this abutment is integral with the rest of the seal, the freedom of design of the abutment is very small. For example, it is not possible to give it a variable section.
  • Such an abutment may for example comprise a metal tongue fixed near the seal, for example by means of a screw, a portion of the tongue being able to bear against a sidewall of the seal in order to oppose the crushing of the seal. seal.
  • This solution is however not satisfactory, whether in terms of performance, cost or ease of assembly.
  • the present invention is intended in particular to overcome the drawbacks mentioned above, by improving the mechanical behavior of the seals ensuring the seal between a hood of a rear part of a nacelle and a turbojet engine in a propulsion unit. aircraft.
  • the invention aims in particular to provide a seal having an increased resistance to crushing, in particular to avoid any undesired contact between the parts between which the seal is interposed.
  • the invention relates to a seal designed to be interposed between two parts of a propulsion unit of an aircraft, said seal having a cylindrical tubular portion and at least one pair of contact pads, each stud having two opposite ends each forming a bearing surface, each contact pad being disposed in a respective opening of the tubular portion of the seal so that the bearing surfaces, contact pads which are oriented towards the inside of the tubular part, said internal bearing surfaces, are able to come into contact beyond a predetermined threshold of deformation of the seal.
  • the seal according to the invention incorporates a stop internal.
  • This internal stop may have a much greater rigidity than the rest of the seal and thus act as a stop, avoiding any undesired contact between the parts between which the seal is interposed.
  • the referencing provided by the abutment integrated in the seal according to the invention is much more accurate than in the state of the art.
  • the bearing surfaces of the contact pads facing outwardly of the tubular portion of the seal, said external bearing surfaces, are flush with or protrude from the outer surface of said tubular portion.
  • the internal bearing surfaces of the contact pads are flush with or protrude from the inner surface of said tubular portion.
  • each contact pad has a central portion, inserted in the corresponding opening of the tubular portion, and two end portions, the cross section of the central portion being smaller than the cross section of the end portions.
  • the contact pads are made of a rigid material, such as teflon or a metallic material.
  • one of the contact pads has an inner bearing surface of concave shape, the other contact pad having a convex inner bearing surface.
  • the tubular portion of the gasket includes a mounting surface having two fixing flanges.
  • one of the contact pads is disposed between the two fixing flanges.
  • the contact pads are attached to the tubular part by clipping, vulcanization or gluing.
  • the tubular portion is overmolded on the contact pads.
  • the seal comprises several pairs of contact pads.
  • the tubular portion is made of a silicone-type elastic material reinforced with glass fibers or aramid.
  • the invention also relates to an aircraft turbojet engine nacelle comprising a seal as defined above.
  • the invention further relates to an aircraft propulsion assembly, comprising a nacelle surrounding a turbojet, a seal as defined above being interposed between a portion of the nacelle and a portion of the turbojet engine.
  • FIG. 1 is an exploded perspective view of an aircraft propulsion assembly comprising a nacelle and a turbojet engine;
  • FIG. 2 is a partial perspective view of a rear half section of a nacelle, showing the locations of the joints according to the invention
  • FIG. 3 is an enlarged view of detail III of FIG. 2;
  • FIG. 4a and 4b show a seal according to the invention in cross section, respectively in a situation of partial crushing and maximum crushing;
  • FIG. 5 shows is a partial longitudinal section of the seal of Figure 4a
  • FIGS. 6a and 6b are cross sections of a seal according to the invention, respectively in a rest position and in a maximum crushing position.
  • Figure 1 shows the main elements of a propulsion system, including the turbojet engine and the various elements of the nacelle surrounding the turbojet engine. These elements include:
  • a median section 40 intended to surround a fan of the turbojet engine
  • a rear section 50 which may possibly carry thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine 30, and
  • the rear section 50 includes thrust reversers, notably comprising one or more movable hoods 51.
  • FIG. 2 shows more particularly a half of a rear section 50, FIG. 3 being an enlarged view of the detail III of FIG. 2.
  • FIG. 2 further shows seals 1, 1 a, 1 b, and 1 c. As will be seen below, these seals are all in accordance with the invention.
  • the seal 1 is fixed to the internal structure 53.
  • the seal 1 is interposed between the internal structure 53 and the turbojet engine housing 30, and the seal 1 is in a state at least partially crushed between these two parts.
  • a seal according to the invention is also placed on the rear section 50 of the nacelle:
  • the seals 1, 1 a and 1 b make it possible to maintain a contact in all circumstances and thus to create a tight barrier between the turbojet engine housing 30 and a cover 51, even when the radial amplitude is maximum.
  • these seals have an increased crush strength, thus avoiding that the elements that these joints separate can come into contact.
  • the seal 1 according to the invention comprises a cylindrical tubular portion 2.
  • this tubular portion 2 has, at rest, a circular section.
  • a first portion of this part tubular 2 constitutes a contact surface 3 intended to come into contact with a first element (element which may, depending on the case, be movable relative to the seal), in the example the turbojet engine casing 30.
  • a second portion of the tubular part 2 constitutes an attachment surface 4 of the seal 1, allowing the support of the seal 1 on a second element (on which is fixed the seal), in the example the internal structure 53 fixed.
  • the surface 3 is formed by the bearing surfaces of two fastening flanges 5.
  • the seal 1 comprises at least one pair of contact pads 8, 9.
  • Each contact pad is disposed through a respective opening 6, 7 made in the tubular portion 2 of the seal 1.
  • Each contact pad 8, 9 has a central portion 80, 90, inserted into the respective opening 6, 7, and two end portions.
  • Each contact pad therefore comprises an end portion disposed inside the tubular part, respectively defining a bearing surface 81, 91 oriented towards the inside of the tubular part 2, said internal bearing surfaces 81, 91.
  • the second end portion of each of the contact pads defines a bearing surface oriented outwardly of the tubular portion. These two bearing surfaces are said external bearing surfaces 82, 92.
  • the external bearing surface 82 of the contact pad 8 (which is disposed at the level of the contact surface 3 of the tubular part 2) is flush with or slightly exceeds the contact surface 3. when the first element (in the example a portion of the turbojet 30) is in contact with the seal 1, this element bears on the external bearing surface 82.
  • the external bearing surface 92 of the contact pad 9 (which is disposed at the mounting surface 4) is flush with or protrudes from the outer surface of the tubular portion 2 surrounding the central portion 90 of the contact pad.
  • the seal 1 comprises fastening flanges 5, and a mounting shim 93 is used to compensate the height of the fastening flanges.
  • the contact pad 9 will bear directly or indirectly on the second element, which is in the example a part of the fixed internal structure 53.
  • the internal bearing surfaces 81, 91 of the contact pads 8, 9 are arranged facing one another.
  • the contact pads 8, 9 come into contact with each other via their respective internal bearing surfaces 81, 91.
  • the two contact pads 8, 9, which consist of a rigid material, thus form a stop stop, to limit the relative movement of the turbojet engine 30 and the internal structure 53.
  • the minimum distance H between the first element and the second element is determined by the height of the contact pads 8, 9 (or, if appropriate, by the height of the pads 8, 9 and of the mounting block 93).
  • the contact pads may have a cross section of circular shape or non-circular shape (for example oval, rectangular, etc.) As mentioned above, the contact pads will be made of a rigid material, such as for example Teflon or a metallic material. The contact pads may be fixed by clipping or overmoulded during the manufacture of the remainder of the seal 1.
  • the tubular portion 2 may be, for example, made by molding an elastic material such as for example a silicone or an elastomer reinforced with carbon fibers or aramid fibers.
  • Figures 6a and 6b show a seal according to the invention and comprising deformable lips 10 identical to those described in the international application WO 2009/056699.
  • the invention thus provides a seal 1 which makes it possible to maintain a tight barrier between two elements which are capable of experiencing large relative displacements, while integrating a rigid abutment system.

Landscapes

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un joint d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif, ledit joint d'étanchéité (1) comportant une partie tubulaire (2) cylindrique et au moins une paire de plots de contact (8, 9), chaque plot présentant deux extrémités opposées formant chacune une surface d'appui (81, 91, 82, 92), chaque plot de contact (8, 9) étant disposé dans une ouverture respective de la partie tubulaire (2) du joint de sorte que les surfaces d'appui (81, 91) des plots de contact qui sont orientées vers l'intérieur de la partie tubulaire (2), dites surfaces d'appui internes (81, 91), sont aptes à entrer en contact au-delà d'un seuil prédéterminé de déformation du joint.

Description

Joint de type bulle intégrant au moins une butée rigide
L'invention se rapporte à un joint d'étanchéité destiné à être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif d'un aéronef, l'ensemble propulsif étant constitué d'un turboréacteur et d'une nacelle. Un tel joint sera par exemple interposé entre deux parties de la nacelle, ou entre le turboréacteur et une partie de la nacelle.
Un aéronef est propulsé par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle ; chaque nacelle abritant en outre 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.
Comme le montre la figure 1 , une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant :
(i) une entrée d'air 20 en avant d'un turboréacteur 30, (ii) une section médiane 40 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur,
(iii) une section arrière 50 pouvant éventuellement embarquer des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur 30, et
(iv) une tuyère d'éjection 60 dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont souvent destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pales de la soufflante en rotation un flux de gaz chauds (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur.
Une nacelle présente généralement une structure externe, dite « Outer Fixed Structure » (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite « Inner Fixed Structure » (IFS), comportant un capot entourant la structure du turboréacteur proprement dite en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine, visant à canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Chaque ensemble propulsif de l'avion est ainsi formé par une nacelle et un turboréacteur, et est suspendu à une structure fixe de l'avion, par exemple sous une aile ou sur le fuselage, par l'intermédiaire d'un pylône ou d'un mât rattaché au turboréacteur ou à la nacelle.
La section arrière de la structure externe de la nacelle est usuellement formée de deux capots de forme sensiblement hémicylindrique, de part et d'autre d'un plan vertical longitudinal de symétrie de la nacelle, et montés mobiles de manière à pouvoir se déployer entre une position de fonctionnement et une position de maintenance qui donne accès au turboréacteur.
Les deux capots sont généralement montés pivotants autour d'un axe longitudinal formant charnière en partie supérieure de l'inverseur (ligne de jonction supérieure, dite « à 12 heures »). Les capots sont maintenus en position de fermeture au moyen de verrous disposés le long d'une ligne de jonction située en partie inférieure (dite « à 6 heures »).
On constate donc qu'un ensemble propulseur d'avion intègre des sous ensembles fonctionnels qui possèdent des mouvements relatifs et entre lesquels il convient de gérer l'étanchéité.
En particulier, il importe que les deux capots qui entourent le turboréacteur et qui délimitent la veine secondaire sur une partie de son parcours canalisent cette veine secondaire sans fuite vers le turboréacteur 30. II est particulièrement important de créer une barrière d'étanchéité entre la partie amont de chaque capot et le turboréacteur pour prévenir toute fuite de la veine secondaire vers le turboréacteur. Une telle fuite est particulièrement néfaste. En effet, la nacelle est conçue et dimensionnée pour une veine secondaire canalisée qui exerce une pression sur sa structure interne. En revanche, la nacelle n'est pas conçue pour faire face à un écopage du flux constituant la veine secondaire vers le turboréacteur 30 ; un écopage important peut conduire à un arrachement de la structure interne de la nacelle.
Cependant, l'étanchéité entre les deux capots et le turboréacteur présente une problématique particulière. Tout d'abord, les deux capots sont chacun animés de mouvements axiaux et radiaux par rapport au turboréacteur. Ensuite, compte tenu de la grande dimension des pièces, les deux capots peuvent en fonctionnement connaître des déplacements importants. Un joint interposé entre un capot et le turboréacteur doit donc créer une barrière d'étanchéité quelle que soit la position relative d'un capot par rapport au turboréacteur, et pour cela, présenter une grande amplitude d'écrasement. Le document WO 200/056699 décrit un joint à grande amplitude d'écrasement, ce joint d'étanchéité présente une partie cylindrique et au moins une lèvre s'étendant radialement depuis une génératrice de la partie cylindrique. Le joint intègre en outre une nervure longitudinale orientée radialement vers l'intérieur de la partie cylindrique. Un tel joint présente une grande capacité d'écrasement, dont la limite est assurée par la nervure. Ainsi, la nervure agit comme butée lors d'un écrasement complet de la partie cylindrique. Toutefois, cette butée présente plusieurs inconvénients, provenant du fait que cette butée est constituée du même matériau que le joint. En premier lieu, elle présente, de même que pour le reste du joint, une certaine souplesse. Ainsi, lors d'un écrasement important du joint, la butée est par conséquent également susceptible de subir un écrasement important. De ce fait, le référencement que doit procurer cette butée se révèle très imprécis, et les pièces séparées par le joint sont susceptibles d'entrer en contact, ce qui doit être évité en toutes circonstances. En outre, du fait que cette butée est venue de matière avec le reste du joint, la liberté de conception de la butée est très réduite. Il n'est par exemple pas possible de lui conférer une section variable.
Pour pallier les inconvénients évoqués ci-dessus, il a été proposé une solution consistant à prévoir une butée additionnelle, rapportée à proximité immédiate du joint. Une telle butée peut par exemple comporter une languette métallique fixée à proximité du joint, par exemple au moyen d'une vis, une portion de la languette étant apte venir en appui contre un flanc du joint afin de s'opposer à l'écrasement du joint. Cette solution n'est toutefois pas satisfaisante, que ce soit en termes de performance, de coûts ou de facilité de montage.
La présente invention a notamment pour but de remédier aux inconvénients évoqués ci-dessus, en améliorant le comportement mécanique des joints assurant l'étanchéité entre un capot d'une partie arrière d'une nacelle et d'un turboréacteur dans un ensemble propulseur d'aéronef. L'invention vise en particulier à fournir un joint présentant une résistance à l'écrasement accrue, permettant notamment d'éviter tout contact non désiré entre les pièces entre lesquelles le joint est interposé.
A cet effet, l'invention concerne un joint d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif d'un aéronef, ledit joint d'étanchéité comportant une partie tubulaire cylindrique et au moins une paire de plots de contact, chaque plot présentant deux extrémités opposées formant chacune une surface d'appui, chaque plot de contact étant disposé dans une ouverture respective de la partie tubulaire du joint de sorte que les surfaces d'appui, des plots de contact qui sont orientées vers l'intérieur de la partie tubulaire, dites surfaces d'appui internes, sont aptes à entrer en contact au-delà d'un seuil prédéterminé de déformation du joint.
Ainsi, en prévoyant une ou plusieurs paires de plots de contact, dont les surfaces d'appui situées à l'intérieur de la partie tubulaire du joint sont en regard l'une de l'autre, le joint selon l'invention intègre une butée interne. Cette butée interne peut présenter une rigidité très supérieure au reste du joint et ainsi agir comme une butée d'arrêt, évitant tout contact non désiré entre les parties entre lesquelles le joint est interposé. Ainsi, le référencement procuré par la butée intégrée au joint conforme à l'invention est bien plus précis que dans l'état de la technique.
Dans une réalisation, les surfaces d'appui des plots de contact orientées vers l'extérieur de la partie tubulaire du joint, dites surfaces d'appui externes, affleurent ou dépasse la surface externe de ladite partie tubulaire.
Dans une réalisation, les surfaces d'appui internes des plots de contact affleurent ou dépassent la surface interne de ladite partie tubulaire.
Dans une réalisation, chaque plot de contact comporte une partie centrale, insérée dans l'ouverture correspondante de la partie tubulaire, et deux parties d'extrémités, la section transversale de la partie centrale étant inférieure à la section transversale des parties d'extrémités.
Dans une réalisation, les plots de contact sont réalisés dans un matériau rigide, tel que du téflon ou un matériau métallique.
Dans une réalisation, l'un des plots de contact présente une surface d'appui interne de forme concave, l'autre plot de contact présentant une surface d'appui interne de forme convexe.
Dans une réalisation, la partie tubulaire du joint comporte une surface de montage comportant deux semelles de fixation.
Dans une réalisation, l'un des plots de contact est disposé entre les deux semelles de fixation.
Dans une réalisation, les plots de contact sont rapportés sur la partie tubulaire, par clipsage, par vulcanisation ou par collage.
Dans une réalisation, la partie tubulaire est surmoulée sur les plots de contact. Dans une réalisation, le joint comporte plusieurs paires de plots de contact.
Dans une réalisation, la partie tubulaire est réalisée dans une matière élastique de type silicone armé de fibres de verre ou d'aramide.
L'invention concerne également une nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant un joint d'étanchéité tel que défini ci-dessus. L'invention concerne en outre un ensemble propulsif d'aéronef, comportant une nacelle entourant un turboréacteur, un joint d'étanchéité tel que défini ci-dessus étant interposé entre une partie de la nacelle et une partie du turboréacteur.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillées qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
- la figure 1 est une vue éclatée en perspective d'un ensemble propulseur d'aéronef comprenant une nacelle et un turboréacteur ;
- la figure 2 est une vue partielle en perspective d'une demi section arrière d'une nacelle, montrant les emplacements des joints selon l'invention ;
- la figure 3 est une vue agrandie du détail III de la figure 2 ;
- les figures 4a et 4b montrent un joint conforme à l'invention en coupe transversale, respectivement dans une situation d'écrasement partiel et d'écrasement maximal ;
- la figure 5 montre est une coupe longitudinale partielle du joint de la figure 4a ;
- les figures 6a et 6b sont des coupes transversales d'un joint conforme à l'invention, respectivement dans une position de repos et dans une position d'écrasement maximal.
La figure 1 , décrite plus haut, montre les principaux éléments d'un ensemble propulsif, incluant le turboréacteur et les différents éléments de la nacelle entourant le turboréacteur. Ces éléments incluent ainsi :
- une entrée d'air 20 en avant d'un turboréacteur 30,
- une section médiane 40 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur,
- une section arrière 50 pouvant éventuellement embarquer des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur 30, et
- une tuyère d'éjection 60 dont la sortie est située en aval du turboréacteur. Dans l'exemple de la figure 1 , la section arrière 50 inclut des inverseurs de poussée, comportant notamment un ou plusieurs capots mobiles 51 .
La figure 2 montre plus particulièrement une moitié de section arrière 50, la figure 3 étant est une vue agrandie du détail III de la figure 2.
Les figures 2 et 3 montrent ainsi une demi-partie de la section arrière 50 de la nacelle, incluant notamment la structure interne 53 (ou IFS), et la structure externe 52 (ou OFS). La structure interne 53 vient en contact du turboréacteur (non montré sur la figure 2) et, plus spécialement, vient en contact d'un carter qui entoure le compresseur du turboréacteur 30. La figure 2 montre en outre des joints d'étanchéité 1 , 1 a, 1 b, et 1 c. Comme on le verra plus bas, ces joints sont tous conformes à l'invention.
Le joint 1 est fixé à la structure interne 53. Ainsi, lorsque l'ensemble propulsif est en configuration normale de fonctionnement, le joint 1 est interposé entre la structure interne 53 et le carter du turboréacteur 30, et le joint 1 se trouve dans un état au moins partiellement écrasé entre ces deux parties.
Comme illustré sur les figures 2 et 3, un joint d'étanchéité conforme à l'invention est également placé, sur la section arrière 50 de la nacelle :
- au niveau de la ligne de jonction supérieure (référence 1 a) ;
- dans la zone de jonction avec le cadre avant de la nacelle (référence 1 b) ;
- et/ou sur la structure interne fixe (IFS) 53, à l'avant (référence
1 c).
Les joints d'étanchéité 1 , 1 a et 1 b permettent de conserver en toute circonstance un contact et donc de créer une barrière étanche entre le carter du turboréacteur 30 et un capot 51 et ce même lorsque l'amplitude radiale est maximale. De plus, comme évoqué ci-dessus, en intégrant une butée rigide, ces joints présentent une résistance à l'écrasement accrue, évitant ainsi que les éléments que ces joints séparent puissent entrer en contact.
On décrit ci-après un exemple de réalisation d'un joint conforme à l'invention, tel que représenté sur les figures 4a et 4b. Comme on peut le voir sur ces figures, le joint d'étanchéité 1 selon l'invention comprend une partie tubulaire cylindrique 2. Dans l'exemple représenté, cette partie tubulaire 2 présente, au repos, une section circulaire. Une première portion de cette partie tubulaire 2 constitue une surface de contact 3, destinée à entrer en contact avec un premier élément (élément qui peut selon les cas être mobile par rapport au joint), dans l'exemple le carter du turboréacteur 30. Une deuxième portion de la partie tubulaire 2 constitue une surface d'attache 4 du joint 1 , permettant l'appui du joint 1 sur un deuxième élément (sur lequel est fixé le joint), dans l'exemple la structure interne 53 fixe. Avantageusement, la surface 3 est constituée par les surfaces d'appui de deux semelles de fixation 5.
Conformément à l'invention, le joint 1 comporte au moins une paire de plots de contact 8, 9. Chaque plot de contact est disposé au travers d'une ouverture respective 6, 7 pratiquée dans la partie tubulaire 2 du joint 1 . Chaque plot de contact 8, 9 comporte une partie centrale 80, 90, insérée dans l'ouverture respective 6, 7, et deux parties d'extrémité. Chaque plot de contact comporte donc une partie d'extrémité disposée à l'intérieur de la partie tubulaire, définissant respectivement une surface d'appui 81 , 91 orientée vers l'intérieur de la partie tubulaire 2, dites surfaces d'appui interne 81 , 91 . En outre, la deuxième partie d'extrémité de chacun des plots de contact définit une surface d'appui orientée vers l'extérieur de la partie tubulaire. Ces deux surfaces d'appui sont dites surfaces d'appui externes 82, 92.
Comme on peut le voir sur les figures, la surface d'appui externe 82 du plot de contact 8 (qui est disposé au niveau de la surface de contact 3 de la partie tubulaire 2) affleure ou dépasse légèrement la surface de contact 3. Ainsi, lorsque le premier élément (dans l'exemple une partie du turboréacteur 30) est en contact avec le joint 1 , cet élément est en appui sur la surface d'appui externe 82.
De même, la surface d'appui externe 92 du plot de contact 9 (qui est disposé au niveau de la surface de montage 4) affleure ou dépasse la surface externe de la partie tubulaire 2 entourant la partie centrale 90 du plot de contact. Dans l'exemple représenté, le joint 1 comporte des semelles de fixation 5, et une cale de montage 93 est utilisée afin de compenser la hauteur des semelles de fixation. Alternativement, on pourra prévoir un plot de contact de hauteur adaptée et éviter l'emploi d'une cale de montage. Dans tous les cas, le plot de contact 9 sera en appui direct ou indirect sur le deuxième élément, qui est dans l'exemple une partie de la structure interne fixe 53.
Conformément à l'invention les surfaces d'appui internes 81 , 91 des plots de contact 8, 9 sont disposées en regard l'une de l'autre. Ainsi, comme on peut le voir sur la figure 4b, au-delà d'un seuil d'écrasement du joint 1 , les plots de contact 8, 9 viennent en contact l'un de l'autre via leurs surfaces d'appui internes 81 , 91 respectives. Les deux plots de contact 8, 9, qui sont constitués d'un matériau rigide, forment ainsi une butée d'arrêt, permettant de limiter le mouvement relatif du turboréacteur 30 et de la structure interne 53. Ainsi, on peut s'assurer que ces deux éléments seront toujours séparés par une distance minimale H, évitant ainsi que ces éléments viennent en contact.
Comme on peut le voir sur la figure 4b, la distance minimale H entre le premier élément et le deuxième élément est déterminée par la hauteur des plots de contact 8, 9 (ou, le cas échéant, par la hauteur des plots 8, 9 et de la cale de montage 93).
Dans le cas d'un joint 1 comportant plusieurs paires de plots de contact 8, 9, comme représenté sur la figure 5, on pourra notamment prévoir des distances minimales H différentes pour chaque paire de plot de contact, soit en variant la hauteur des plots de contact, soit, le cas échéant, en utilisant des cales de montage 93 de hauteur différente.
Les plots de contact pourront présenter une section transversale de forme circulaire ou de forme non circulaire (par exemple ovale, rectangulaire, etc.) Comme évoqué plus haut, les plots de contact seront constitués d'un matériau rigide, tel que par exemple du téflon ou un matériau métallique. Les plots de contact pourront être fixés par clipsage ou surmoulés lors de la fabrication du reste du joint 1 . La partie tubulaire 2 peut être, par exemple, réalisé par moulage d'une matière élastique telle que par exemple un silicone ou un élastomère armé de fibres de carbone ou de fibres d'aramide.
Les figures 6a et 6b montrent un joint conforme à l'invention et comportant des lèvres déformables 10 identiques à celles décrites dans la demande internationale WO 2009/056699.
L'invention fournit ainsi un joint d'étanchéité 1 qui permet de maintenir une barrière étanche entre deux éléments qui sont susceptibles de connaître des déplacements relatifs de grande amplitude, tout en intégrant un système de butée rigide.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Joint d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif d'un aéronef, ledit joint d'étanchéité (1 ) comportant une partie tubulaire (2) cylindrique et au moins une paire de plots de contact (8, 9), chaque plot présentant deux extrémités opposées formant chacune une surface d'appui (81 , 91 , 82, 92), chaque plot de contact (8, 9) étant disposé dans une ouverture respective de la partie tubulaire (2) du joint de sorte que les surfaces d'appui (81 , 91 ) des plots de contact qui sont orientées vers l'intérieur de la partie tubulaire (2), dites surfaces d'appui internes (81 , 91 ), sont aptes à entrer en contact au-delà d'un seuil prédéterminé de déformation du joint.
2. Joint d'étanchéité selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les surfaces d'appui des plots de contact orientées vers l'extérieur de la partie tubulaire (2) du joint, dites surfaces d'appui externes (82, 92), affleurent ou dépasse la surface externe de ladite partie tubulaire.
3. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, dans lequel les surfaces d'appui internes (81 , 91 ) des plots de contact (8, 9) affleurent ou dépassent la surface interne de ladite partie tubulaire.
4. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, dans lequel chaque plot de contact comporte une partie centrale (80, 90) insérée dans l'ouverture correspondante de la partie tubulaire (2), et deux parties d'extrémités, la section transversale de la partie centrale étant inférieure à la section transversale des parties d'extrémités.
5. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les plots de contact (8, 9) sont réalisés dans un matériau rigide, tel que du téflon ou un matériau métallique.
6. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, dans lequel l'un des plots de contact présente une surface d'appui interne de forme concave, l'autre plot de contact présentant une surface d'appui interne de forme convexe.
7. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la partie tubulaire comporte une surface de montage (4) comportant deux semelles de fixation (5).
8. Joint d'étanchéité selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'un des plots de contact (9) est disposé entre les deux semelles de fixation (5).
9. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en les plots de contact (8, 9) sont rapportés sur la partie tubulaire
(2), par clipsage, par vulcanisation ou par collage.
10. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que la partie tubulaire (2) est surmoulée sur les plots de contact (8, 9).
1 1 . Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte plusieurs paires de plots de contact.
12. Joint d'étanchéité selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est réalisé dans une matière élastique de type silicone armé de fibres de verre ou d'aramide.
13. Nacelle de turboréacteur d'aéronef comportant un joint d'étanchéité conforme à l'une des revendications précédentes.
14. Ensemble propulsif d'aéronef comportant une nacelle entourant un turboréacteur, un joint d'étanchéité conforme à l'une des revendications 1 à 12 étant interposé entre une partie de la nacelle et une partie du turboréacteur.
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