WO2016001581A1 - Ensemble propulsif d'aéronef - Google Patents

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WO2016001581A1
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WO
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engine
nacelle
secondary vein
seal
vein
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PCT/FR2015/051806
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Inventor
François BELLET
Cédric RENAULT
Jérémie RABINEAU
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Aircelle
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    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines

Definitions

  • the invention relates to a propulsion unit of an aircraft, the propulsion unit consisting of a turbojet engine and a nacelle.
  • An aircraft is propelled by several turbojets each housed in a nacelle, each nacelle furthermore containing a set of ancillary actuating devices related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • Modern nacelles are intended to house a turbojet engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot gases (also called primary flow) and a cold air flow (also called secondary flow) which circulates outside the turbojet engine through an annular passage, also called vein, formed between two concentric walls of the nacelle.
  • the primary and secondary flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • a turbojet engine nacelle generally has a tubular structure comprising, from upstream to downstream (with respect to the direction of the cold and hot flows):
  • a rear section intended to surround a high pressure module, which notably includes the combustion chamber of the turbojet engine, and generally including means for reversing thrust;
  • an ejection nozzle the outlet of which is situated downstream of the turbojet engine.
  • the rear section generally has a fixed external structure, called “Outer Fixed Structure” (OFS), which defines, with a concentric internal structure, said fixed internal structure (commonly referred to by the acronym IFS, for "Inner Fixed Structure”), a downstream portion of the secondary vein for channeling the flow of cold air.
  • OFS Outer Fixed Structure
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the rear section is positioned downstream of a turbojet fan module which comprises in particular: a fan casing (inside which the fan is contained) and a casing intermediate.
  • the intermediate casing has a hub and an outer annular casing, as well as radial link arms between the two.
  • 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, for example under a wing or on the fuselage, by means of a pylon or a mast attached to the turbojet engine or to the nacelle.
  • an aircraft thruster assembly incorporates functional subassemblies capable of entering into relative movements, and between which it is necessary to manage the sealing.
  • the rear section of the nacelle which delimits the secondary vein, can be properly aligned with the intermediate casing, with which it cooperates to channel the cold air flow without leakage and aerodynamic losses.
  • a leak would be particularly harmful, because a nacelle is designed and dimensioned to withstand the pressure exerted by the cold flow, in the case where it is properly channeled.
  • the nacelle is not designed to withstand the forces generated by the pressure exerted by an air leak from the secondary vein to the turbojet engine. Such a leak can thus lead to tearing of the internal structure of the nacelle.
  • it is therefore essential to provide a sealing barrier between the upstream portion of the rear section and the turbojet, to prevent leakage of the secondary vein to the turbojet engine.
  • the seal between the two covers and the turbojet has a particular problem.
  • the elements constituting the rear section of the nacelle are, in operation, animated axial and radial movements relative to the turbojet engine. Given the large size of the parts concerned, these relative movements can, in operation, lead to significant displacement.
  • the engine also undergoes significant deformations.
  • the torsion forces generated by the rotation at very high speed of the vanes of the fan cause the motor to deform about its longitudinal axis.
  • This twisting movement leads to an angular offset between the front parts (the blower module, including including the intermediate casing) and rear (including including the combustion chamber) of the engine.
  • This angular offset is therefore also induced between the intermediate casing and the fixed internal structure.
  • a seal interposed between the fixed internal structure and the turbojet engine must therefore create a sealing barrier irrespective of the relative position of the fixed internal structure with respect to the turbojet engine, and for this purpose must have a large crushing amplitude.
  • the angular deformation of the engine in operation has severe disadvantages, among which the decrease in aerodynamic qualities of the secondary vein. Indeed, the alignment of the fixed internal structure and the intermediate casing, which is correct when the engine is stopped, becomes defective in flight. Indeed, the angular offset (around the longitudinal axis of the motor) between the fixed internal structure and the motor results in a gap between certain engine walls located in the cold air flow when the engine is in operation, and normally to be aligned with corresponding walls of the fixed internal structure.
  • These walls are for example constituted by the external surfaces of the connecting arms of the intermediate casing (and in particular those located in the positions known as "6h00" and "12h00” . These misalignments generate a discontinuity of the aerodynamic lines of the secondary vein, which greatly reduces the aerodynamic qualities of the secondary vein.
  • the invention proposes to solve these disadvantages.
  • the invention relates to an aircraft propulsion assembly, comprising a turbofan engine equipped with a nacelle, the turbojet having a structure defining a first portion of the secondary vein for channeling the secondary flow, the nacelle comprising a structure defining a second portion of the secondary vein, the assembly being characterized in that the structure of the nacelle defining the second portion of the secondary vein is arranged in such a way that the first part and the second part of the vein secondary are angularly offset around the longitudinal axis of the engine when the engine is stopped.
  • the structure of the nacelle defining the second part of the secondary vein and the structure of the turbojet engine defining the first part of this vein.
  • the first part of the secondary vein is defined in particular by an intermediate casing of the engine.
  • the second portion of the secondary vein is delimited by the rear section of the nacelle.
  • the second portion of the secondary vein is delimited by an internal fixed structure and an external fixed structure.
  • a seal is interposed between the internal fixed structure and the motor.
  • the angular offset value is between 2 ° and 10 °.
  • the angular offset value is between 2 ° and 5 °.
  • the angular offset value is between 5 ° and 10 °.
  • the invention also relates to an aircraft comprising one or more propulsion units as defined above.
  • FIG. 1 represents an exemplary embodiment of a propulsion assembly according to the invention
  • FIGS. 2a and 2b show a schematic view of a section of an intermediate casing of a turbojet engine, respectively stopped and in operation;
  • FIG. 3a and 3b show a schematic view of a section of a propulsion unit, respectively at rest and in operation;
  • FIG. 1 shows an exploded view of a propulsion unit 1, comprising a turbojet engine 2 with a double flow and a nacelle 3.
  • the turbojet engine 2 comprises a fan module, including a fan casing and an intermediate casing.
  • the fan casing is generally cylindrical in shape of circular section, and surrounds the blower of the turbojet engine, the rotation of which serves in particular to generate the secondary flow.
  • the intermediate casing 21 is disposed downstream of the fan casing and comprises in particular an outer annular casing defining an upstream portion of the cold flow vein, or secondary vein, of the engine.
  • the annular housing is connected to a hub of the intermediate casing by radial connecting arms.
  • the liaison arms are generally four in number at the "12 o'clock", “3 o'clock”, “6 o'clock” and "9 o'clock” positions.
  • the nacelle 3 has an air inlet 31, a central section comprising in the example two fan cowlings 32, and a rear section, comprising in the example two half-portions substantially hemispherical. Finally, the nacelle comprises an ejection nozzle 34.
  • Figures 2a and 2b show a schematic section of a fan module of a conventional turbojet turbojet, the section being located downstream of the blades of the fan, at the intermediate casing.
  • Figures 2a and 2b show the same section, respectively when the engine is stopped and when in operation, in cruise mode.
  • Figures 2a and 2b thus show the intermediate casing 41, and walls 42, 43 of the engine located in the cold air flow when the engine is in operation.
  • These walls 42, 43 are disposed in an upstream portion of the secondary vein 44, for channeling the secondary flow (or cold flow).
  • These walls are constituted for example by the external surfaces of some of the connecting arms between the hub of the engine and the intermediate casing, including the connecting arms located in the positions known as "at 6:00" and "at 12:00". In the example, these walls are situated on either side of a vertical plane containing the longitudinal axis of the motor (the longitudinal axis of the motor being normal to the plane of the figures)
  • FIG. 2b shows the consequences of the "fan twist" effect mentioned above.
  • FIG. 2b it can be seen that the walls 42, 43 have an angular offset with respect to their position in FIG. 2a.
  • This angular offset is due to the deformation of the motor under the effect of torsional forces induced by the rotation of the fan (whose direction of rotation is shown in Figure 2b by the arrow F).
  • This angular offset depends in particular on the speed of rotation of the fan and can reach values between 2 ° and 10 °, typically between 2 ° and 5 ° for small engines, and between 5 ° and 10 ° for engines large size.
  • Figures 3a and 3b show sections identical to those of Figures 2a and 2b, but on which there is shown the parts of the fixed internal structure 45 (or IFS 45) of the nacelle located opposite the walls 42, 43.
  • the fixed internal structure 45 comprises two panels located on either side of a vertical plane containing the longitudinal axis of the motor (the longitudinal axis of the motor being normal to the plane of the figures).
  • a seal 46 interposed between the walls 42, 43 and the panels of the fixed internal structure 45. This seal 46 seals between the upstream portion (defined by the intermediate casing) and the downstream part (delimited by the rear section of the nacelle) of the secondary vein.
  • FIG. 3a and 3b shows the consequences of the fan twist effect on a conventional turbojet engine equipped with its nacelle. It can be seen in FIG. 3a that the alignment between the parts of the fixed internal structure 45 opposite the walls 42, 43 and the walls 42, 43 is correct when the engine is at a standstill. Under these conditions, the seal 46 has a substantially uniform crushing, and the aerodynamic qualities of the secondary vein 44 are maximum.
  • the "fan twist" effect involves an angular deformation essentially on the engine: the rear section of the nacelle, and thus the fixed internal structure 45, is not or only slightly subjected to the forces induced by the rotation of the blades of the blower.
  • the angular offset between the walls 42, 43 of the engine and the fixed internal structure 45 also results in a sharp decrease in the aerodynamic qualities of the secondary vein. Indeed, this angular offset is reflected at the interface between the walls 42, 43 and the fixed internal structure 45 by a recess in the surface of the secondary vein, and, therefore, damages the aerodynamic continuity of the secondary vein. This results in a sharp decrease in the aerodynamic qualities of the secondary vein.
  • FIGS. 4a and 4b show sections similar to those of FIGS. 3a and 3b, but made on a propulsion unit according to the invention as represented in FIG. Figures 4a and 4b and show an intermediate casing 51, defining a downstream portion of a secondary vein 54, for channeling the secondary flow.
  • Figures 4a and 4b also show the parts of the fixed internal structure 55 (or IFS 55) of the rear section of the nacelle, as well as the seal 56 interposed between the motor and the fixed internal structure 55.
  • the fixed internal structure comprises two panels located on either side of a vertical plane containing the longitudinal axis of the engine.
  • the fixed internal structure is shaped so that its alignment with the engine (and in particular with the walls 52, 53 of the engine) is optimal in operating condition, and more particularly when the engine is in cruising mode. More specifically, when the engine is stopped, there is an angular offset around the longitudinal axis of the engine (axis corresponding in particular to the axis of rotation of the fan and which is normal to the plane of Figures 2a, 2b, 3a, 3b, 4a, 4b) between the panels of the fixed internal structure 55 and the walls 52, 53 of the engine, this offset being such that the torsional deformation of the engine at cruising speed, as can be seen on the Figure 4b, will cancel this angular offset.
  • the solicitation of the seal 56 and the qualities aerodynamics of the secondary vein 54 will be optimal in cruising mode. It can thus be seen in FIG. 4b that the deformation of the seal 56 is very homogeneous and that there is no longer a recess between the walls 52, 53 and the panels of the fixed internal structure 55. On the other hand, the deformation of the seal 56 is very uneven when the engine is stopped, which can be seen in Figure 4a. Thus, the biasing of the seal 56 and the aerodynamic qualities are (deliberately) degraded when the engine is stopped. But this voluntary degradation, on the one hand does not present any particular disadvantage, and, on the other hand, optimizes the aerodynamic qualities of the secondary vein 54 and the solicitation of the seal 56 in flight conditions. This allows in particular a gain on the consumption of the engine and, in addition, allows to dimension the seal in a less restrictive manner.
  • the initial angular offset (when the engine is stopped) will for example be between 2 ° and 10 °, and will especially be between 2 ° and 5 ° for a small engine, and between 5 ° and 10 ° for large engines.

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Abstract

L'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur (2) à double flux équipé d'une nacelle (3), le turboréacteur comportant une structure définissant une première partie de la veine secondaire (54) destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une structure définissant une deuxième partie de la veine secondaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la structure de la nacelle (3) définissant la deuxième partie de la veine secondaire (54) est agencée de telle sorte que la première partie et la deuxième partie de la veine secondaire (54) sont décalées angulairement autour de l'axe longitudinal du moteur (2) lorsque le moteur (2) est à l'arrêt.

Description

Ensemble propulsif d'aéronef
L'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'un aéronef, l'ensemble propulsif étant constitué d'un turboréacteur et d'une 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.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux de gaz chauds (également dénommé flux primaire) et un flux d'air froid (également dénommé flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre deux parois concentriques de la nacelle. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Une nacelle de turboréacteur présente généralement une structure tubulaire comportant, de l'amont vers l'aval (par rapport au sens des flux froid et chaud) :
- une section avant, ou entrée d'air, située en avant du turboréacteur ;
- une section médiane, destinée à entourer un module de soufflante du turboréacteur ;
- une section arrière, destinée à entourer un module haute pression, qui inclut notamment la chambre de combustion du turboréacteur, et embarquant généralement des moyens d'inversion de poussée ;
- une tuyère d'éjection, dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
La section arrière présente généralement une structure externe fixe, dite « Outer Fixed Structure » (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite structure interne fixe (couramment désignée par l'acronyme IFS, pour « Inner Fixed Structure »), une partie aval de la veine secondaire servant à canaliser le flux d'air froid. La section arrière est positionnée en aval d'un module de soufflante du turboréacteur qui comprend notamment : un carter de soufflante (à l'intérieur duquel est contenue la soufflante) et un carter intermédiaire. Le carter intermédiaire comporte un moyeu et un carter annulaire extérieur, ainsi que des bras de liaison radiaux entre les deux.
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.
On constate donc qu'un ensemble propulseur d'avion intègre des sous ensembles fonctionnels susceptibles d'entrer dans des mouvements relatifs, et entre lesquels il convient de gérer l'étanchéité.
En particulier, il importe que la section arrière de la nacelle, qui délimite la veine secondaire, puisse être correctement alignée avec le carter intermédiaire, avec qui elle coopère pour canaliser le flux d'air froid sans fuite et sans pertes aérodynamiques. Une telle fuite serait particulièrement néfaste, car une nacelle est conçue et dimensionnée pour résister à la pression exercée par le flux froid, dans le cas où celui-ci est correctement canalisé. En revanche, la nacelle n'est pas conçue pour résister aux efforts générés par la pression exercée par une fuite d'air de la veine secondaire vers le turboréacteur. Une telle fuite peut ainsi conduire à un arrachement de la structure interne de la nacelle. Au vu de ces contraintes, il est donc indispensable de prévoir une barrière d'étanchéité entre la partie amont de la section arrière et le turboréacteur, afin de prévenir toute fuite de la veine secondaire vers le turboréacteur.
Cependant, l'étanchéité entre les deux capots et le turboréacteur présente une problématique particulière. Tout d'abord, les éléments constituant la section arrière de la nacelle sont, en fonctionnement, animés de mouvements axiaux et radiaux par rapport au turboréacteur. Compte tenu de la grande dimension des pièces concernées, ces mouvements relatifs peuvent, en fonctionnement, aboutir à des déplacements importants.
D'autre part, en fonctionnement, durant les phases de vol, le moteur subit également des déformations importantes. En particulier, les efforts de torsion générés par la rotation à très haut régime des aubes de la soufflante conduisent le moteur à se déformer autour de son axe longitudinal. Ce mouvement de torsion, connu sous le nom de « fan twist », conduit à un décalage angulaire entre les parties avant (le module de soufflante, incluant notamment le carter intermédiaire) et arrière (incluant notamment la chambre de combustion) du moteur. Ce décalage angulaire est par conséquent également induit entre le carter intermédiaire et la structure interne fixe. Un joint interposé entre la structure interne fixe et le turboréacteur doit donc créer une barrière d'étanchéité quelle que soit la position relative de la structure interne fixe par rapport au turboréacteur, et pour cela, doit présenter une grande amplitude d'écrasement.
Toutefois, même en prévoyant un tel joint, la déformation angulaire du moteur en fonctionnement présente de sévères inconvénients, parmi lesquels la diminution des qualités aérodynamiques de la veine secondaire. En effet, l'alignement de la structure interne fixe et du carter intermédiaire, qui est correct lorsque le moteur est à l'arrêt, devient défectueux en vol. En effet, le décalage angulaire (autour de l'axe longitudinal du moteur) entre la structure interne fixe et le moteur se traduit par un écart entre certaines parois du moteur situées dans le flux d'air froid lorsque le moteur est en fonctionnement, et devant normalement être alignées avec des parois correspondantes de la structure interne fixe. Ces parois sont par exemple constituées par les surfaces externes des bras de liaison du carter intermédiaire (et notamment ceux situées dans les positions dites « 6h00 » et « 12h00 ». Ces écarts d'alignement génèrent une discontinuité des lignes aérodynamiques de la veine secondaire, ce qui diminue fortement les qualités aérodynamiques de la veine secondaire.
L'invention se propose de résoudre ces inconvénients. A cet effet, l'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur à double flux équipé d'une nacelle, le turboréacteur comportant une structure définissant une première partie de la veine secondaire destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une structure définissant une deuxième partie de la veine secondaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la structure de la nacelle définissant la deuxième partie de la veine secondaire est agencée de telle sorte que la première partie et la deuxième partie de la veine secondaire sont décalées angulairement autour de l'axe longitudinal du moteur lorsque le moteur est à l'arrêt.
Conformément à l'invention, lorsque le moteur est à l'arrêt, il existe un décalage angulaire autour de l'axe longitudinal du moteur entre la structure de la nacelle définissant la deuxième partie de la veine secondaire et la structure du turboréacteur définissant la première partie de cette veine. Ainsi, en prévoyant un décalage angulaire initial entre la partie de la veine secondaire délimitée par le moteur et la partie de la veine secondaire délimitée par la nacelle, on tient compte de la déformation en torsion subie par le moteur durant les phases de vol. En d'autres termes, l'alignement entre les deux parties de la veine secondaire est volontairement dégradé lorsque le moteur est à l'arrêt, afin d'être optimisé lorsque le moteur est en régime de croisière.
Dans une réalisation, la première partie de la veine secondaire est délimitée notamment par un carter intermédiaire du moteur.
Dans une réalisation, la deuxième partie de la veine secondaire est délimitée par la section arrière de la nacelle.
Dans une réalisation, la deuxième partie de la veine secondaire est délimitée par une structure fixe interne et une structure fixe externe.
Dans une réalisation, un joint est interposé entre la structure fixe interne et le moteur.
Dans une réalisation, la valeur de décalage angulaire est comprise entre 2° et 10°.
Dans une réalisation, la valeur de décalage angulaire est comprise entre 2° et 5°.
Dans une réalisation, la valeur de décalage angulaire est comprise entre 5° et 10°.
L'invention concerne également un aéronef comportant un ou plusieurs ensembles propulsifs tels que définis ci-dessus.
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
- la figure 1 , représente un exemple de réalisation d'ensemble propulsif conforme à l'invention ;
- les figures 2a et 2b représentent une vue schématique d'une section d'un carter intermédiaire d'un turboréacteur, respectivement à l'arrêt et en fonctionnement ;
- les figures 3a et 3b représentent une vue schématique d'une section d'un ensemble propulsif, respectivement à l'arrêt et en fonctionnement ;
- les figures 4a et 4b représentent une vue schématique d'une section d'un ensemble propulsif conforme à l'invention, respectivement à l'arrêt et en fonctionnement. La figure 1 montre une vue éclatée d'un ensemble propulsif 1 , comportant un turboréacteur 2 à double flux et une nacelle 3.
Le turboréacteur 2 comporte un module de soufflante, incluant un carter de soufflante et un carter intermédiaire. Le carter de soufflante est de forme générale cylindrique de section circulaire, et entoure la soufflante du turboréacteur, dont la rotation sert notamment à générer le flux secondaire. Le carter intermédiaire 21 est disposé en aval du carter de soufflante et comporte notamment un carter annulaire extérieur définissant une partie amont de la veine de flux froid, ou veine secondaire, du moteur. Le carter annulaire est relié à un moyeu du carter intermédiaire par des bras de liaison radiaux. Les bras de liaison sont en général au nombre de quatre, situés aux positions dites « 12h00 », « 3h00 », « 6h00 » et « 9h00 ».
La nacelle 3 comporte une entrée d'air 31 , une section médiane comportant dans l'exemple deux capots de soufflante 32, et une section arrière, comportant dans l'exemple deux demi-parties 33 sensiblement hémisphériques. Enfin, la nacelle comporte une tuyère d'éjection 34.
Les figures 2a et 2b représentent une section schématique d'un module de soufflante d'un turboréacteur double flux conventionnel, la section étant située en aval des aubes de la soufflante, au niveau du carter intermédiaire. Les figures 2a et 2b représentent la même section, respectivement lorsque le moteur est à l'arrêt et lorsqu'il est en fonctionnement, en régime de croisière. Les figures 2a et 2b montrent ainsi le carter intermédiaire 41 , et des parois 42, 43 du moteur situées dans le flux d'air froid lorsque le moteur est en fonctionnement. Ces parois 42, 43 sont disposée dans une partie amont de la veine secondaire 44, destinée à canaliser le flux secondaire (ou flux froid). Ces parois sont constituées par exemple par les surfaces externes de certains des bras de liaison entre le moyeu du moteur et le carter intermédiaire, notamment les bras de liaison situés dans les positions dites « à 6h00 » et « à 12h00 ». Dans l'exemple, ces parois sont situées de part et d'autre d'un plan vertical contenant l'axe longitudinal du moteur (l'axe longitudinal du moteur étant normal au plan des figures)
La comparaison des figures 2a (moteur à l'arrêt) et 2b (moteur en régime de croisière) montre les conséquences de l'effet « fan twist » évoqué plus haut. Sur la figure 2b, on peut voir que les parois 42, 43 présentent un décalage angulaire par rapport à leur position de la figure 2a. Ce décalage angulaire est dû à la déformation du moteur sous l'effet des efforts de torsion induits par la rotation de la soufflante (dont le sens de rotation est matérialisé sur la figure 2b par la flèche F). Ce décalage angulaire dépend notamment de la vitesse de rotation de la soufflante et peut atteindre des valeurs comprises entre 2° et 10°, typiquement entre 2° et 5° pour des moteurs de petite dimension, et entre 5° et 10° pour les moteurs de grande dimension.
Les figures 3a et 3b représentent des sections identiques à celles des figures 2a et 2b, mais sur lesquelles on a représenté les parties de la structure interne fixe 45 (ou IFS 45) de la nacelle situées en regard des parois 42, 43. Dans l'exemple, la structure interne fixe 45 comporte deux panneaux situés de part et d'autre d'un plan vertical contenant l'axe longitudinal du moteur (l'axe longitudinal du moteur étant normal au plan des figures). On a également représenté un joint d'étanchéité 46 interposé entre les parois 42, 43 et les panneaux de la structure interne fixe 45. Ce joint d'étanchéité 46 assure l'étanchéité entre la partie amont (délimitée par le carter intermédiaire) et la partie aval (délimitée par la section arrière de la nacelle) de la veine secondaire. La comparaison des figures 3a et 3b montre les conséquences de l'effet « fan twist » sur un turboréacteur conventionnel équipé de sa nacelle. On voit en effet sur la figure 3a que l'alignement entre les parties de la structure interne fixe 45 en regard des parois 42, 43 et les parois 42, 43 est correct lorsque le moteur est à l'arrêt. Dans ces conditions, le joint 46 présente un écrasement sensiblement uniforme, et les qualités aérodynamiques de la veine secondaire 44 sont maximales. Lorsque le moteur est en fonctionnement, l'effet « fan twist » implique une déformation angulaire essentiellement sur le moteur : la section arrière de la nacelle, et donc la structure interne fixe 45, n'est pas ou peu soumise aux efforts induits par la rotation des aubes de la soufflante.
Lorsque le moteur est en fonctionnement, Il se produit donc un décalage angulaire entre les parois 42, 43 et la structure interne fixe 45, qui se traduit par un écrasement très inégal du joint 46. Comme on peut l'observer sur la figure 3b, le joint 46 subit une compression très élevée dans les zones A où la distance entre les parois 42, 43 et la structure interne fixe diminue du fait de la déformation angulaire du moteur. A l'inverse, le joint 46 subit une compression nulle ou très faible dans les zones B où la distance entre les parois 42, 43 et la structure interne fixe augmente.
Ces efforts de compression sur le joint, générant des valeurs d'écrasement très inégalement réparties, représentent un inconvénient majeur, car il est nécessaire de prévoir un joint apte à subir de très grandes amplitudes de déformation. En outre, le joint doit pouvoir présenter une étanchéité satisfaisante sur toute la plage de déformation. Ainsi, le joint doit présenter des performances d'étanchéité satisfaisantes pour des valeurs de déformation comprises entre 10% et 60%, alors que la déformation optimale d'un joint correspond normalement à une valeur d'environ 35%. La nécessité de prévoir un joint tenant compte de l'ensemble de ces contraintes impacte à la fois le coût et le poids de l'ensemble.
Par ailleurs, outre les inconvénients observés ci-dessus, le décalage angulaire entre les parois 42, 43 du moteur et la structure interne fixe 45 se traduit également par une forte diminution des qualités aérodynamiques de la veine secondaire. En effet, ce décalage angulaire se traduit à l'interface entre les parois 42, 43 et la structure interne fixe 45 par un décrochement dans la surface de la veine secondaire, et, par conséquent, nuit à la continuité aérodynamique de la veine secondaire. Il s'ensuit une forte diminution des qualités aérodynamiques de la veine secondaire.
Les figures 4a et 4b représentent des sections analogues à celles des figures 3a et 3b, mais réalisées sur un ensemble propulsif conforme à l'invention tel que représenté à la figure 1 . Les figures 4a et 4b montrent ainsi un carter intermédiaire 51 , délimitant une partie aval d'une veine secondaire 54, destinée à canaliser le flux secondaire. Les figures 4a et 4b montrent également les parties de la structure interne fixe 55 (ou IFS 55) de la section arrière de la nacelle, ainsi que le joint 56 interposé entre le moteur et la structure interne fixe 55. Dans l'exemple, la structure interne fixe comporte deux panneaux situés de part et d'autre d'un plan vertical contenant l'axe longitudinal du moteur.
Conformément à l'invention, la structure interne fixe est conformée pour que son alignement avec le moteur (et notamment avec les parois 52, 53 du moteur) soit optimal en condition de fonctionnement, et plus particulièrement lorsque le moteur est en régime de croisière. Plus précisément, lorsque le moteur est à l'arrêt, il existe un décalage angulaire autour de l'axe longitudinal du moteur (axe correspondant notamment à l'axe de rotation de la soufflante et qui est normal au plan des figures 2a, 2b, 3a, 3b, 4a, 4b) entre les panneaux de la structure interne fixe 55 et les parois 52, 53 du moteur, ce décalage étant tel que la déformation en torsion du moteur en régime de croisière, comme on peut l'observer sur la figure 4b, va annuler ce décalage angulaire. Ainsi, la sollicitation du joint 56 et les qualités aérodynamiques de la veine secondaire 54 seront optimales en régime de croisière. On voit ainsi sur la figure 4b que la déformation du joint 56 est très homogène et qu'il n'existe plus de décrochement entre les parois 52, 53 et les panneaux de la structure interne fixe 55. En revanche, la déformation du joint 56 est très inégale lorsque le moteur est à l'arrêt, ce que l'on peut observer sur la figure 4a. Ainsi, la sollicitation du joint 56 et les qualités aérodynamiques sont (volontairement) dégradées lorsque le moteur est à l'arrêt. Mais cette dégradation volontaire, d'une part ne présente aucun inconvénient particulier, et, d'autre part, permet d'optimiser les qualités aérodynamiques de la veine secondaire 54 et la sollicitation du joint 56 en conditions de vol. Cela permet notamment un gain sur la consommation du moteur et, en outre, permet de dimensionner le joint de manière moins contraignante.
Le décalage angulaire initial (lorsque le moteur est à l'arrêt) sera par exemple compris entre 2° et 10°, et sera notamment compris entre 2° et 5° pour un moteur de petite taille, et compris entre 5° et 10° pour les moteurs de grande taille.
Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur (2) à double flux équipé d'une nacelle (3), le turboréacteur comportant une structure définissant une première partie de la veine secondaire (54) destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une structure définissant une deuxième partie de la veine secondaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la structure de la nacelle (3) définissant la deuxième partie de la veine secondaire (54) est agencée de telle sorte que la première partie et la deuxième partie de la veine secondaire (54) sont décalées angulairement autour de l'axe longitudinal du moteur (2) lorsque le moteur (2) est à l'arrêt.
2. Ensemble propulsif selon la revendication 1 , dans laquelle la première partie de la veine secondaire est délimitée notamment par un carter intermédiaire (21 ) du moteur.
3. Ensemble propulsif selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la deuxième partie de la veine secondaire est délimitée par la section arrière (33) de la nacelle.
4. Ensemble propulsif selon la revendication 3, dans laquelle la deuxième partie de la veine secondaire est délimitée par une structure fixe interne (55) et une structure fixe externe.
5. Ensemble selon la revendication 4, dans lequel un joint (56) est interposé entre la structure fixe interne (55) et le moteur (52, 53).
6. Ensemble propulsif selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la valeur de décalage angulaire est comprise entre 2 et 10°.
7. Ensemble propulsif selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la valeur de décalage angulaire est comprise entre 2° et 5°.
8. Ensemble propulsif selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la valeur de décalage angulaire est comprise entre 5° et 10°.
9. Aéronef comportant un ou plusieurs ensemble(s) propulsif(s) conforme(s) à l'une des revendications précédentes.
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