WO2016059331A1 - Grille deployable a ailettes pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef - Google Patents

Grille deployable a ailettes pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef Download PDF

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downstream
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Jérémy Edmond FERT
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Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft engine turbomachine thrust reversal systems, and more particularly to the field of finned grids equipping such systems.
  • the invention applies to any type of aircraft turbomachine, preferably to turbojet engines.
  • finned grids to form thrust reversal systems.
  • the fins take the form of deflectors for redirecting forward part of the air flow from the secondary vein of the turbojet engine. The reversal of the direction of this airflow contributes to the braking of the aircraft during landing.
  • Deployable grids are particularly known from FR 2 947 869. With this type of design, in the rest position of the grid, the fins are stacked and occupy a small space. The length of the inverter is thus reduced, which results in a gain in terms of mass and aerodynamic performance.
  • the document FR 2,588,312 also proposes an inverter gate that can be deployed.
  • One of the peculiarities lies in the ability to move, downstream, the movable nacelle cover element, after the gate has reached its deployed active position. Thanks to this movement, the grid can be entirely discovered during the phases of thrust reversal. Nevertheless, in this system of thrust reversal, the wings are deployed under the unique effect of the aerodynamic force. applying on these same fins. Therefore, this technical solution is likely to suffer from a problem of reliability, since there is a risk that the air from the secondary vein fails to generate such a deployment of the grid.
  • the invention thus aims to at least partially overcome the disadvantages relating to the embodiments of the prior art.
  • the invention firstly relates to a deployable finned grid for an aircraft turbomachine thrust reversal system, the gate being capable of adopting a rest position and an active deployed position. wherein the fins are further apart axially from each other than in the rest position.
  • the grid comprises, at least between two fins, resilient means of ra peel forcing said two fins to deviate axially from each other.
  • the invention advantageously makes it possible to improve the deployment reliability of the grid, thanks to the presence of the elastic return means forcing the fins to move apart from each other.
  • the invention has at least one of the following optional features, taken alone or in combination.
  • the grid comprises a plurality of axial elements for supporting and guiding the fins, each of the axial support and guide elements passing through an axial row of orifices respectively through the fins of the grid, the orifices of the same row. having the same passage section.
  • each axial support and guide element at least in a running part thereof, traverses the associated row of orifices and is defined between the most upstream fin and the finest downstream of the grid in the deployed active position, has an outer surface of constant cross section.
  • the elastic return means are arranged around one or more of axial elements for supporting and guiding the fins.
  • the elastic return means are arranged between each fin of the grid, and a fin directly consecutive within this grid.
  • said elastic return means are configured so that in the deployed active position of the grid, the forces exerted by said elastic means on the fins, cause them to be regularly spaced axially from each other.
  • the elastic return means are made using spiral compression springs, and / or with one or more spring washers.
  • the invention also relates to a thrust reversing system for an aircraft turbomachine, comprising a fixed element, a movable nacelle hood element and at least one deployable grid as described above.
  • the thrust reverser system comprises at least a first cylinder and stop means retaining axially downstream a downstream end of said grid, the system being designed so that the grid is deployed from its position of rest in its active position deployed thanks to the restoring force developed by said elastic return means, following an axial displacement downstream of the stop means, generated by a deployment of said first cylinder.
  • said abutment means are preferably integral with said first cylinder.
  • these abutment means could be independent of the first cylinder, for example provided integral with the movable element of nacelle hood.
  • the system also comprises at least a second cylinder connecting said fixed element of the system to the movable nacelle cover member, so as to allow axial movement of the latter relative to the gate in its deployed active position.
  • the first and second cylinders respectively comprise a first cylinder rod and a second cylinder rod arranged concentrically.
  • the invention relates to an aircraft turbomachine, preferably a turbofan, comprising a thrust reverser system as described above.
  • FIG. 1 shows a schematic longitudinal sectional view of a turbojet according to the invention
  • FIG. 2 represents a more detailed view, in longitudinal half-section, of the thrust reversal system fitted to the turbojet engine of the preceding figure;
  • FIG. 3 represents a more detailed view, in longitudinal half-section, of a deployable gate forming an integral part of the thrust reversal system shown in the previous figure;
  • FIG. 4 and FIG. 5 show longitudinal half-section views of the thrust reversal system of FIG. 2, in different positions during its deployment;
  • FIG. 6 is a partial perspective view of the thrust reversal system, in the same operating state as that of FIG. 5;
  • FIG. 7 is a broader perspective view of the thrust reversal system, still in the same operating state as that of Figure 5;
  • FIG. 8 shows a partial and exploded perspective view of the thrust reversal system shown in the preceding figures
  • FIGS. 12 to 14 show half-sectional views of a thrust reversal system in different positions during its deployment, the system being in the form of another preferred embodiment of the invention .
  • a turbojet engine 1 according to a preferred embodiment of the invention. It is a turbofan engine of longitudinal axis A, comprising a central motor 8, a primary flow 16 passing through a primary vein 12, a secondary flow 17 which passes through a fan 11 before passing into a secondary vein 13, and a nacelle 10. The primary and secondary streams are separated by a shroud 31 of primary nozzle. The outer wall of this fairing is the inner wall 21 of the secondary vein 13.
  • the nacelle 10 comprises downstream of the fan 11, in relation to a main direction 4 of gas flow within the turbojet, a thrust reversal system 6 specific to the present invention, which will be described in detail in FIG. reference to the following figures.
  • a movable nacelle hood member 30 is moved downstream, so as to move away from a fixed nacelle element 15. Downstream movement of the movable element 30 reveals expanded thrust reversal grids 32, as has been schematized on the half-section of the top of FIG. 1.
  • movable flaps 20 are actuated to partially close the secondary vein 13 at the downstream end thereof, so that the secondary flow 17 is forced to escape through the grids 32. As it passes through the grids, the secondary flow is deflected in such a way that to be redirected upstream, thereby creating a braking force of the aircraft.
  • the thrust reversal system 6 shown in an idle rest state, as adopted when the turbojet performs its normal function of propulsion in flight.
  • the system 6 comprises the fixed element 15, the movable nacelle hood element 30, as well as one or more deployable thrust reversal gates 32.
  • the fixed element 15 constitutes the upstream part of the inversion system 6. It essentially comprises a structural frame 34 centered on the axis of the turbojet, as well as an element 36 of aerodynamic fairing forming an integral part of the nacelle, this element 36 being supported by the frame 34.
  • the movable element 30 has meanwhile a longitudinal half-section of hollow form, open axially upstream, for example overall V coated.
  • the interior space defined by the V is dedicated to the arrangement of the deployable grilles 32, when they are in the rest position as shown in FIGS. 2 and 3.
  • the inner surface 40 of the movable element 30 forms the radial delineation external of the secondary vein 13, while its outer surface 42 is in the aerodynamic continuity of the aerodynamic fairing 36, located further upstream.
  • the movable element 30 extends over 360 ° around the axis of the turbojet engine.
  • the grids 32 also extend over 360 °, for example being arranged end-to-end in the circumferential direction. Alternatively, it could be a single grid extending from one piece to 360 °.
  • the thrust reversal system 6 has only one single grid extending over 360 °, it being understood, however, that the technical characteristics of the The invention applies analogously to the other case, in which several grids are provided and arranged end to end.
  • the gate 32 thus has a deployable character in the axial direction. It is also called stretch grid or expandable grid. It is designed to be able to deploy axially so as to move from a rest position as shown in Figures 2 and 3, an activated position deployed which will be described later.
  • the gate 32 comprises several fins 44 successively arranged one behind the other in the axial direction, each of them being arranged in a transverse plane of the turbojet.
  • Each of these fins 44 performs an air deflector function, in a manner known to those skilled in the art.
  • maintaining the fins 44 between them is provided by several radial support and guide elements, only one of which is visible in Figures 2 and 3. This is a first rod 46 of a first jack 48, whose cylinder 50 is secured to the frame 34.
  • the rod 46 integral with the piston of the jack 48, passes through an axial row 54a of orifices 52a formed through the fins 44.
  • These orifices 52a all have the same passage section, that is to say that they present here all the same diameter.
  • This diameter is substantially identical to that of the running portion 46 'of the rod 46, the current portion being able to be defined as that passing through the row 54a of orifices 52a, being situated between the finest 44 in the grid, and the finest downstream. Nevertheless, the diameter of the rod 46 is preferentially uniform here all along it, even beyond its current portion 46 ', until its attachment to the piston (not visible in Figures 2 and 3).
  • the finest 44, the leftmost blade in FIG. 3, is integral with the frame 34 and slidably mounted on the rod 46.
  • the other fins 44 are also slidably mounted on the rod 46, but not secured to the frame 34 and therefore able to move along the first rod 46.
  • the rod 46 carries one or more nuts 54 forming an abutment axially retaining, downstream, the fin 44 downstream of the grid 32.
  • the nuts 54 are thus considered to be an integral part of the first one.
  • the springs 56 are arranged around the rod 46. More specifically, they are arranged around axial jackets 58 provided on the fins, these jackets defining the orifices 52a and being themselves arranged around the stem 46.
  • the inner diameter of the springs thus substantially corresponds to the outer diameter of the shirts 58.
  • a single spring 56 is provided between two fins 44 directly consecutive axially, the two ends of the spring then respectively bearing against the two flanks facing the fins concerned.
  • a spring 56 is provided between the upstream fin and the second fin of the gate, another spring 56 is arranged between the second and third fin, and so on until the finest downstream from the grid 32.
  • the cylinder rod 46 In the state shown in Figure 3, the cylinder rod 46 is in the retracted position. The fins 44 are kept close to each other, being sandwiched between the fixed vane 44 the upstream, and the nuts 54. In this state, the jack 48 in the retracted state opposes the restoring forces developed by the springs 56, which are compressed. In this state where the gate 32 occupies a rest position not deployed axially, the fins 44 are in contact with each other, via their axial jackets 58. As will be detailed below, the output of the first cylinder rod 46 has the effect of axially spreading the nuts 54 of the fixed fin 44 the upstream, and thus to allow the other fins 44 of the grid to deviate from each other, under the effect of the restoring force of springs 56 that relax. This makes it possible to constitute a reliable and clever technical solution, ensuring the deployment of the thrust reversal grid 32. It is noted that this deployment is also favored by the aerodynamic forces applying to the fins of the grid being stretched, crossed by the secondary
  • the thrust reverser system 6 is also equipped with a second jack 60, having a second jack rod 62 and a cylinder 64 secured to the frame 34, and placed at the rear of the cylinder 50 of the first jack 48.
  • the cylinder rod 62 is movably and concentrically mounted inside the first cylinder rod 46. This second rod 62 extends downstream beyond the first rod 46, and extends upstream. by concentrically traversing the cylinder 50 of the first jack 48, as shown schematically in FIG. 3.
  • the downstream end of the second jack rod 62 is mounted on a fitting 66 of the movable member 30, so as to connect this element 30 to the fixed element 15 of the system 6, and so as to control the axial spacing between these two elements 15, 30. As indicated previously, in the inactive state of rest of the thrust reversal system 6, this axial spacing is zero since the two elements 15, 30 are arranged in continuity with each other.
  • the two jack rods 46, 62 are simultaneously output by control of the cylinders 48, 60.
  • the output of the second rod 62 causes the downstream withdrawal of the movable member 30 relative to the fixed part 15 of the system.
  • the output of the first jack rod 46 has the effect of displacing axially downstream the thrust nuts 54. This allows the fins 44 of the grid 32 to deviate axially from each other under the effect of the restoring force of the springs 56.
  • the grid unfolds gradually under the effect of the springs 56 which relax and push the fins 44 to distribute evenly between the upstream fixed wing, and the nuts 54 in motion.
  • FIG. 4 shows the gate 32 in its deployed active position, in which the jack rod 46 is maximally extended with respect to the conditions of operation of the first cylinder 48.
  • the choice of the stiffness and the number of springs allows the control of the spacings between the fins, these spacings can then be deliberately irregular, being fixed at different values depending on the position of the fins on the grid.
  • the gate 32 is preferably equipped with several axial elements for supporting and guiding the fins 44, circumferentially spaced apart from each other.
  • several assemblies 70 may be provided, each incorporating a first jack 48 and a second jack 60.
  • the jack rod 46 of each of these sets 70 then performs the function of axial element for supporting and guiding fins 44.
  • the sets 70 may be circumferentially spaced from each other by an angle between 10 and 40 °. All or some of them only can be equipped with springs 54 to deploy the gate 32.
  • These sets 70 are of course controlled simultaneously by conventional means, not described.
  • tracking rods 72 are similar to the cylinder rods 46, in particular in that they are each slidably arranged at through a cylinder 74 fixed to the frame 34. The difference with the cylinder rods 46 is that they only follow the movement applied by these rods 46, that is to say that they are not controlled. They also traverse axial rows of orifices made through the fins, preferably also being surrounded by springs 54, for the deployment of the grid.
  • each follower rod 72 passes through an axial row 54b of orifices 52b made through the fins 44.
  • These orifices 52b all have the same passage section, that is, that is to say that they all have the same diameter, preferably identical to the diameter of the orifices 52a associated with the piston rods 46. This diameter is therefore substantially identical to that of the running portion 72 'of the follower rod 72, the current portion which can be defined identically is that adopted for the cylinder rods 46.
  • the support and guide means of the fins 44 are therefore constituted by parallel axial rods 46, 72 on which these fins can slide, and of which at least the current portion 46 ', 72' has an outer surface of constant section, optionally different depending on the stems. Consequently, telescopic support and guidance axial elements are preferentially excluded because they generate congestion, mass, and drag problems at the gate.
  • FIGS. 9 to 11 show a part of the gate 32, in different states during the activation of the thrust reverser system 6.
  • This part of the grid which has been represented in these figures incorporates a set 70, as well as A follower rod 72.
  • the operation and behavior of the other assemblies 70 and rods 72 are the same as will be described below, for the elements shown.
  • the deployment of the gate 32 is effected by the output of the jack rod 46 of the assembly 70, as described above. During this output, the downstream fin 44 presses axially downstream on abutment nuts 78, screwed to the end of the follower rod 72. This causes the downstream movement of the follower rod 72 , a displacement which is carried out simultaneously with that of the rod 46.
  • FIG. 12 to 14 there is shown another preferred embodiment, wherein the follower stem principle 72 is retained.
  • the change from the preferred embodiment described above lies in the simplification of the assemblies 70, which are only equipped with the jack 60, but more equipped with the jack 48.
  • the jack rod 62 thus always connects the movable member. 30 to the frame 34, via the cylinder cylinder 64 fixed to this frame of the fixed member 15.
  • the cylinder rod 62 then passes with clearance holes (not shown) formed through the fins 44 of the grids, without performing any function support and axial guidance of the fins. This function is here ensured only by the follower rods 72, which are also the only ones to support the springs 56 for deploying the grid 32.
  • the fin 44 which is the furthest downstream of the compacted grid 32, is retained by abutment means 80 integral with the movable element 3. It may for example be one or more fittings fixedly mounted on the movable cover 30, preferably within the V.
  • the output of the cylinder rod 62 has the effect of axially spreading these abutment means 80 of the fixed fin 44 the upstream. This allows the other fins 44 of the grid to move away from each other under the effect of the restoring force of the springs 56 surrounding the follower rods 72, and always forcing the finest downstream against the stop means 80. Also, in this embodiment, the deployment phase of the gate 32 is controlled by the jack 60, which thus fulfills the role of the first jack 48 implemented in the previous mode.
  • the output of the jack rod 62 is continued to translate the movable element 30 downstream, and to fully discover the gate 32, as shown on FIG. FIG. 14.
  • the downstream grid is no longer maintained by the abutment means 80 which are then at a distance, but only assured. by the nuts 78 of the follower rods 72, abutting in their respective cylinders 74.

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Abstract

Afin d'aider à son déploiement, l'invention propose une grille déployable (32) à ailettes (44) pour système d'inversion de poussée (6) de turbomachine d'aéronef, la grille étant capable d'adopter une position de repos ainsi qu'une position active déployée dans laquelle les ailettes (44) sont davantage écartées axialement les unes des autres que dans la position de repos. La grille comporte, au moins entre deux ailettes (44), des moyens élastiques de rappel (56) forçant lesdites deux ailettes (44) à s'écarter axialement l'une de l'autre.

Description

GRILLE DEPLOYABLE A AILETTES POUR SYSTEME D'INVERSION DE POUSSEE
DE TURBOMACHINE D'AERONEF
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se ra pporte au domaine des systèmes d'inversion de poussée de turbomachine d'aéronef, et plus particulièrement au domaine des grilles à ailettes équipant de tels systèmes.
L'invention s'applique à tout type de turbomachine pour aéronef, de préférence aux turboréacteurs.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
De l'a rt antérieur, il est connu d'utiliser des grilles à ailettes pour former des systèmes d'inversion de poussée. Dans ces systèmes, les ailettes prennent la forme de déflecteurs permettant de rediriger vers l'avant une partie du flux d'air provenant de la veine secondaire du turboréacteur. L'inversion de la direction de ce flux d'air contribue au freinage de l'aéronef, lors de l'atterrissage.
Des grilles à caractère déployable sont notamment connues du document FR 2 947 869. Avec ce type de conception, dans la position de repos de la grille, les ailettes sont empilées et occupent un espace restreint. La longueur de l'inverseur est ainsi réduite, ce qui se traduit par un gain en termes de masse et de performances aérodynamiques.
Le document FR 2 588 312 propose également une grille d'inverseur à caractère déployable. L'une des particularités réside dans la faculté de déplacer, vers l'aval, l'élément mobile de capot de nacelle, après que la grille ait atteint sa position active déployée. Grâce à ce déplacement, la grille peut être entièrement découverte lors des phases d'inversion de poussée. Néanmoins, da ns ce système d'inversion de poussée, le déploiement des ailettes s'effectue sous l'effet unique de la force aérodynamique s'appliquant sur ces mêmes ailettes. Par conséquent, cette solution technique est susceptible de souffrir d'un problème de fiabilité, étant donné qu'il existe un risque que l'air provenant de la veine secondaire ne parvienne pas à engendrer un tel déploiement de la grille. Pour atténuer ce risque, il est possible d'adapter la forme des ailettes, et/ou de les agencer de manière particulière afin de favoriser le déploiement de la grille, sous l'effet de la force aérodynamique appliquée par l'air secondaire. Cependant, ces ajustements peuvent nuire aux performances d'inversion de poussée.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a ainsi pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet une grille déployable à ailettes pour système d'inversion de poussée de turbomachine d'aéronef, la grille étant capable d'adopter une position de repos ainsi qu'une position active déployée dans laquelle les ailettes sont davantage écartées axialement les unes des autres que dans la position de repos. Selon l'invention, la grille comporte, au moins entre deux ailettes, des moyens élastiques de ra ppel forçant lesdites deux ailettes à s'écarter axialement l'une de l'autre.
Aussi, l'invention permet avantageusement d'améliorer la fiabilité de déploiement de la grille, grâce à la présence des moyens élastiques de rappel forçant les ailettes à s'écarter les unes des autres.
L'invention présente au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
La grille comporte une pluralité d'éléments axiaux de support et de guidage des ailettes, chacun des éléments axiaux de support et de guidage traversant une rangée axiale d'orifices pratiqués respectivement à travers les ailettes de la grille, les orifices d'une même rangée présentant une même section de passage. De plus, chaque élément axial de support et de guidage, au moins dans une partie courante de celui-ci traversant la rangée d'orifices associée et étant définie entre l'ailette la plus amont et l'ailette la plus aval de la grille en position active déployée, présente une surface extérieure de section transversale constante.
Cette solution préférée permet aux ailettes de se déployer en coulissant sur les éléments axiaux de support et de guidage, par exemple des tiges, dont la surface extérieure reste uniforme au moins dans la partie courante prédéfinie. Elle contraste donc avec la solution du document FR 2 588 312, nécessitant des éléments de support et de guidage télescopiques, comme cela est visible sur la figure 6 de ce document. Il y est effectivement prévu des éléments de support et de guidage déployables dont la section augmente à chaque ailette en allant vers l'aval, ce qui contraste avec la section constante des éléments prévus dans la solution préférentielle de l'invention. Il en découle un gain en termes d'encombrement, de masse, et de performances aérodynamiques de la grille.
De préférence, les moyens élastiques de rappel sont agencés autour d'un ou plusieurs des d'éléments axiaux de support et de guidage des ailettes.
De préférence, les moyens élastiques de rappel sont agencés entre chaque ailette de la grille, et une ailette directement consécutive au sein de cette grille. De plus, lesdits moyens élastiques de rappel sont configurés de sorte qu'en position active déployée de la grille, les forces exercées par lesdits moyens élastiques, sur les ailettes, amènent celles-ci à être régulièrement espacées axialement les unes des autres.
De préférence, les moyens élastiques de rappel sont réalisés à l'aide de ressorts de compression à spirales, et/ou à l'aide d'une ou plusieurs rondelles élastiques.
L'invention a également pour objet un système d'inversion de poussée pour turbomachine d'aéronef, comprenant un élément fixe, un élément mobile de capot de nacelle et au moins une grille déployable telle que décrite ci-dessus.
De préférence, le système d'inversion de poussée comprend au moins un premier vérin ainsi que des moyens de butée retenant axialement vers l'aval une extrémité aval de ladite grille, le système étant conçu de sorte que la grille se déploie de sa position de repos à sa position active déployée grâce à la force de rappel développée par lesdits moyens élastiques de rappel, suite à un déplacement axial vers l'aval des moyens de butée, généré par un déploiement dudit premier vérin. De plus, lesdits moyens de butée font préférentiellement partie intégrante dudit premier vérin. Alternativement, ces moyens de butée pourraient être indépendants du premier vérin, par exemple prévus solidaires de l'élément mobile de capot de nacelle.
De préférence, le système comporte également au moins un second vérin reliant ledit élément fixe du système à l'élément mobile de capot de nacelle, de manière à permettre un mouvement axial de ce dernier, relativement à la grille dans sa position active déployée.
De préférence, le premier et le second vérin comportent respectivement une première tige de vérin et une seconde tige de vérin agencées concentriquement.
Enfin, l'invention a pour objet une turbomachine d'aéronef, de préférence un turboréacteur à double flux, comprenant un système d'inversion de poussée tel que décrit ci-dessus.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en œuvre non limitatifs de celle-ci, ainsi qu'à l'examen des dessins annexés parmi lesquels ;
- la figure 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d'un turboréacteur selon l'invention ;
- la figure 2 représente une vue plus détaillée, en demi-coupe longitudinale, du système d'inversion de poussée équipant le turboréacteur de la figure précédente ;
- la figure 3 représente une vue plus détaillée, en demi-coupe longitudinale, d'une grille déployable faisant partie intégrante du système d'inversion de poussée montré sur la figure précédente ;
- la figure 4 et la figure 5 montrent des vues en demi-coupe longitudinale du système d'inversion de poussée de la figure 2, dans différentes positions au cours de son déploiement ; - la figure 6 est une vue partielle en perspective du système d'inversion de poussée, dans le même état de fonctionnement que celui de la figure 5 ;
- la figure 7 est une vue plus large en perspective du système d'inversion de poussée, toujours dans le même état de fonctionnement que celui de la figure 5 ;
- la figure 8 représente une vue partielle et éclatée en perspective du système d'inversion de poussée montré sur les figures précédentes ;
- les figures 9 à 11 montrent des vues partielles en perspective d'une partie du système d'inversion de poussée, dans différentes positions au cours de son déploiement ; et
- les figures 12 à 14 montrent des vues en demi-coupe d'un système d'inversion de poussée dans différentes positions au cours de son déploiement, le système se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation préféré de l'invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence à la figure 1, il est montré un turboréacteur 1 selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Il s'agit d'un turboréacteur à double flux d'axe longitudinal A, comprenant un moteur central 8, un flux primaire 16 passant dans une veine primaire 12, un flux secondaire 17 qui traverse une soufflante 11 avant de passer dans une veine secondaire 13, et une nacelle 10. Les flux primaire et secondaire sont séparés par un carénage 31 de tuyère primaire. La paroi externe de ce carénage est la paroi interne 21 de la veine secondaire 13.
La nacelle 10 comporte en aval de la soufflante 11, en rapport avec une direction principale 4 d'écoulement des gaz au sein du turboréacteur, un système d'inversion de poussée 6 spécifique à la présente invention, et qui sera décrit de manière détaillée en référence aux figures suivantes.
De manière connue, lorsque le système d'inversion de poussée est en position inactive de repos et que le turboréacteur assure sa fonction normale de propulsion, les deux flux 16, 17 sont éjectés autour d'un cône central d'échappement 28 du turboréacteur, par leurs veines respectives 12, 13. Cette configuration est schématisée sur la demi-coupe du dessous de la figure 1.
En revanche, lorsque la fonction d'inversion de poussée est requise, un élément mobile de capot de nacelle 30 est déplacé vers l'aval, de manière à s'éloigner d'un élément de nacelle fixe 15. Le mouvement vers l'aval de l'élément mobile 30 laisse apparaître des grilles déployées d'inversion de poussée 32, comme cela a été schématisé sur la demi-coupe du dessus de la figure 1. Lors de cette phase d'inversion de poussée, des volets mobiles 20 sont actionnés de manière à obturer partiellement la veine secondaire 13 à l'extrémité aval de celle-ci, de sorte que le flux secondaire 17 soit forcé à s'échapper par les grilles 32. En traversant les grilles, le flux secondaire est dévié de manière à être réorienté vers l'amont, créant ainsi un effort de freinage de l'aéronef.
En référence à présent aux figures 2 et 3, il va être détaillé le système d'inversion de poussée 6 représenté dans un état inactif de repos, tel qu'adopté lorsque le turboréacteur assure sa fonction normale de propulsion en vol. Globalement, le système 6 comporte l'élément fixe 15, l'élément mobile de capot de nacelle 30, ainsi qu'une ou plusieurs grilles déployables d'inversion de poussée 32.
Plus précisément, l'élément fixe 15 constitue la partie amont du système d'inversion 6. Il comporte essentiellement un cadre structural 34 centré sur l'axe du turboréacteur, ainsi qu'un élément 36 de carénage aérodynamique faisant partie intégrante de la nacelle, cet élément 36 étant supporté par le cadre 34.
L'élément mobile 30 présente quant à lui une demi-section longitudinale de forme creuse, ouverte axialement vers l'amont, par exemple en forme globale de V couché. L'espace intérieur défini par le V est dédié à l'agencement des grilles déployables 32, lorsqu'elles sont en position de repos comme représentée sur les figures 2 et 3. La surface intérieure 40 de l'élément mobile 30 forme la délimitation radiale externe de la veine secondaire 13, tandis que sa surface extérieure 42 se situe dans la continuité aérodynamique du carénage aérodynamique 36, situé plus en amont.
L'élément mobile 30 s'étend sur 360° autour de l'axe du turboréacteur. Les grilles 32 s'étendent également sur 360°, en étant par exemple agencées bout-à-bout selon la direction circonférentielle. Alternativement, il pourrait s'agir d'une grille unique s'étendant d'une seule pièce sur 360°. Pour des raisons de clarté de la description, il sera par la suite considéré que le système d'inversion de poussée 6 ne comporte qu'une seule et unique grille s'étendant sur 360°, étant cependant entendu que les caractéristiques techniques de l'invention s'appliquent de manière analogue à l'autre cas, dans lequel plusieurs grilles sont prévues et agencées bout à bout.
La grille 32 présente donc un caractère déployable dans la direction axiale. Elle est également dénommée grille étirable ou grille extensible. Elle est en effet conçue pour pouvoir se déployer axialement de manière à passer d'une position de repos telle que montrée sur les figures 2 et 3, à une position activé déployée qui sera décrite ultérieurement.
La grille 32 comporte plusieurs ailettes 44 agencées successivement les unes derrière les autres dans la direction axiale, chacune d'elles étant agencée dans un plan transversal du turboréacteur. Chacune de ces ailettes 44 remplit une fonction de déflecteur d'air, de manière connue de l'homme du métier. De plus, le maintien des ailettes 44 entre elles est assuré par plusieurs éléments radiaux de support et de guidage, dont un seul d'entre eux est visible sur les figures 2 et 3. Il s'agit ici d'une première tige 46 d'un premier vérin 48, dont le cylindre 50 est solidaire du cadre 34.
La tige 46, solidaire du piston du vérin 48, traverse une rangée axiale 54a d'orifices 52a pratiqués à travers les ailettes 44. Ces orifices 52a présentent tous la même section de passage, c'est-à-dire qu'ils présentent ici tous le même diamètre. Ce diamètre est sensiblement identique à celui de la partie courante 46' de la tige 46, la partie courante pouvant être définie comme celle traversant la rangée 54a d'orifices 52a, en étant située entre l'ailette 44 la plus amont dans la grille, et l'ailette la plus aval. Néanmoins, le diamètre de la tige 46 est ici préférentiellement uniforme tout le long de celle-ci, même au-delà de sa partie courante 46', jusqu'à sa fixation sur le piston (non visible sur les figures 2 et 3).
L'ailette 44 la plus amont, celle la plus à gauche sur la figure 3, est solidaire du cadre 34 et montée coulissante sur la tige 46. Les autres ailettes 44 sont également montées coulissantes sur la tige 46, mais pas solidarisées au cadre 34 et donc capables de se déplacer le long de la première tige 46. A son extrémité aval, la tige 46 porte un ou plusieurs écrous 54 formant une butée retenant axialement, vers l'aval, l'ailette 44 la plus aval de la grille 32. Les écrous 54 sont ainsi considérés comme faisant ici partie intégrante du premier vérin 48, car ils sont montés solidairement sur la tige de vérin 46.
L'une des particularités de l'invention réside dans la mise en place de ressorts 56 entre les ailettes 44, de manière à les forcer à s'écarter axialement les unes des autres. Les ressorts 56, du type ressorts de compression à spirales, sont agencés autour de la tige 46. Plus précisément, ils sont agencés autour de chemises axiales 58 prévues sur les ailettes, ces chemises définissant les orifices 52a et étant elles-mêmes agencées autour de la tige 46. Le diamètre intérieur des ressorts correspond ainsi sensiblement au diamètre extérieur des chemises 58.
De préférence, sur la tige 46, un seul ressort 56 est prévu entre deux ailettes 44 directement consécutives axialement, les deux extrémités du ressort étant alors respectivement en appui contre les deux flancs en regard des ailettes concernées. Plus précisément, un ressort 56 est prévu entre l'ailette la plus amont et la seconde ailette de la grille, un autre ressort 56 est agencé entre la seconde et la troisième ailette, et ainsi de suite jusqu'à l'ailette la plus aval de la grille 32.
Dans l'état montré sur la figure 3, la tige de vérin 46 est en position rentrée. Les ailettes 44 sont maintenues rapprochées les unes des autres, en étant enserrées entre l'ailette fixe 44 la plus amont, et les écrous 54. Dans cet état, le vérin 48 à l'état rentré s'oppose aux forces de rappel développées par les ressorts 56, qui sont comprimés. Dans cet état où la grille 32 occupe une position de repos non déployée axialement, les ailettes 44 sont au contact les unes des autres, via leurs chemises axiales 58. Comme cela sera détaillé ci-après, la sortie de la première tige de vérin 46 a pour conséquence d'écarter axialement les écrous 54 de l'ailette fixe 44 la plus amont, et donc de permettre aux autres ailettes 44 de la grille de s'écarter les unes des autres, sous l'effet de la force de rappel des ressorts 56 qui se détendent. Cela permet de constituer une solution technique fiable et astucieuse, assurant le déploiement de la grille d'inversion de poussée 32. Il est noté que ce déploiement est également favorisé par les forces aérodynamiques s'appliquant sur les ailettes de la grille en cours d'étirement, traversée par le flux d'air secondaire.
Le système d'inversion de poussée 6 est également équipé d'un second vérin 60, présentant une seconde tige de vérin 62 ainsi qu'un cylindre 64 solidaire du cadre 34, et placé à l'arrière du cylindre 50 du premier vérin 48. La tige de vérin 62 est montée mobile et concentrique à l'intérieur de la première tige de vérin 46. Cette seconde tige 62 s'étend vers l'aval au-delà de la première tige 46, et s'étend vers l'amont en traversant concentriquement le cylindre 50 du premier vérin 48, comme cela a été schématisé sur la figure 3. L'extrémité aval de la seconde tige de vérin 62 est montée sur une ferrure 66 de l'élément mobile 30, de manière à relier cet élément 30 à l'élément fixe 15 du système 6, et de façon à contrôler l'écartement axial entre ces deux éléments 15, 30. Comme indiqué précédemment, à l'état inactif de repos du système d'inversion de poussée 6, cet écartement axial est nul puisque les deux éléments 15, 30 sont agencés dans la continuité l'un de l'autre.
En référence à présent aux figures 4 et 5, il est représenté le système d'inversion de poussée 6 dans différentes positions au cours de son déploiement, c'est-à- dire lors de son passage de la position inactive de repos décrite précédemment, à une position active permettant d'assurer la fonction d'inversion de poussée.
Tout d'abord, les deux tiges de vérin 46, 62 sont sorties simultanément par commande des vérins 48, 60. La sortie de la seconde tige 62 provoque le retrait vers l'aval de l'élément mobile 30, relativement à la partie fixe 15 du système. Dans le même temps, la sortie de la première tige de vérin 46 a pour conséquence de déplacer axialement, vers l'aval, les écrous de butée 54. Cela permet aux ailettes 44 de la grille 32 de s'écarter axialement les unes des autres, sous l'effet de la force de rappel des ressorts 56. En d'autres termes, au fur et à mesure que la tige de vérin 46 sort de son cylindre 50, la grille se déploie progressivement sous l'effet des ressorts 56 qui se détendent et poussent les ailettes 44 à se répartir régulièrement entre l'ailette fixe la plus amont, et les écrous 54 en mouvement.
La figure 4 montre la grille 32 dans sa position active déployée, dans laquelle la tige de vérin 46 est sortie au maximum au regard des conditions de fonctionnement du premier vérin 48. De par l'identité des ressorts 56 entre les ailettes 44, celles-ci sont en effet espacées axialement régulièrement les unes des autres, ou de façon quasi régulière. En effet, même si une légère distorsion aérodynamique est présente dans le flux d'air secondaire traversant la grille, le différentiel de charges aérodynamiques induit par cette distorsion sur la succession d'ailettes est généralement négligeable par rapport à la force de rappel des ressorts. Les variations d'espacement entre les ailettes, dans la position active déployée de la grille, sont donc très faibles.
De manière plus générale, il est noté que le choix de la raideur et du nombre de ressorts permet la maîtrise des écartements entre les ailettes, ces écartements pouvant alors être volontairement irréguliers, en étant fixés à des valeurs différentes en fonction de la position des ailettes sur la grille.
Lorsque la grille 32 atteint sa position active déployée des figures 4 et 5, la sortie de la tige 46 est stoppée, tandis que la sortie de l'autre tige 62 est poursuivie de manière à continuer le déplacement vers l'aval de l'élément mobile 30, relativement à la grille 32. Cela permet de découvrir entièrement la grille 32, et d'atteindre ainsi la position opérationnelle du système d'inversion de poussée 6, tel que cela est montré sur la figure 5. Dans cette position, le flux secondaire 17 circulant dans la veine 13 est forcé de passer à travers la grille 32, de manière à inverser le sens du flux et provoquer le freinage souhaité. Après sa déflection par la grille 32, le flux 17 s'échappe vers l'amont dans la direction opposée à la direction 4, en empruntant l'espace libéré axialement entre les deux éléments 15, 30 du système d'inversion de poussée 6.
La grille 32 est préférentiellement équipée de plusieurs éléments axiaux de support et de guidage des ailettes 44, espacés circonférentiellement les uns des autres. Tout d'abord, comme cela est schématisé sur la figure 7, il peut être prévu plusieurs ensembles 70 intégrant chacun un premier vérin 48 et un second vérin 60. La tige de vérin 46 de chacun de ces ensembles 70 remplit alors la fonction d'élément axial de support et de guidage des ailettes 44. A titre d'exemple indicatif, les ensembles 70 peuvent être espacés circonférentiellement les uns des autres d'un angle compris entre 10 et 40°. La totalité ou certains d'entre eux seulement peuvent être équipés de ressorts 54 visant au déploiement de la grille 32. Ces ensembles 70 sont bien entendu pilotés simultanément par des moyens conventionnels, non décrits.
Pour renforcer le maintien et le guidage axial des ailettes 44, d'autres moyens peuvent être employés, comme des tiges suiveuses 72. Ces tiges 72 s'apparentent aux tiges de vérin 46, notamment en ce sens qu'elles sont chacune agencée coulissante à travers un cylindre 74 fixé sur le cadre 34. La différence avec les tiges de vérin 46 est qu'elles ne font que suivre le mouvement appliqué par ces tiges 46, c'est-à-dire qu'elles ne sont pas commandées. Elles aussi traversent des rangées axiales d'orifices pratiqués à travers les ailettes, en étant de préférence également entourées par des ressorts 54, visant au déploiement de la grille.
A cet égard, en référence à la figure 8, il est noté que chaque tige suiveuse 72 traverse une rangée axiale 54b d'orifices 52b pratiqués à travers les ailettes 44. Ces orifices 52b présentent tous la même section de passage, c'est-à-dire qu'ils présentent tous le même diamètre, de préférence identique au diamètre des orifices 52a associés aux tiges de piston 46. Ce diamètre est donc sensiblement identique à celui de la partie courante 72' de la tige suiveuse 72, la partie courante pouvant être définie de manière identique est celle adoptée pour les tiges de vérin 46.
Les moyens de support et de guidage des ailettes 44 sont par conséquent constitués par des tiges axiales parallèles 46, 72 sur lesquelles ces ailettes peuvent coulisser, et dont au moins la partie courante 46', 72' présente une surface extérieure de section constante, éventuellement différente en fonction des tiges. Par conséquent, des éléments axiaux de support et de guidage à caractère télescopique sont préférentiellement exclus, car ils génèrent des problèmes d'encombrement, de masse, et de traînée au niveau de la grille.
Les figures 9 à 11 montrent une partie de la grille 32, dans différents états au cours de l'activation du système d'inverseur de poussée 6. Cette partie de la grille qui a été représentée sur ces figures incorpore un ensemble 70, ainsi qu'une tige suiveuse 72. Le fonctionnement et le comportement des autres ensembles 70 et tiges 72 sont les mêmes que ceux qui vont être décrits ci-dessous, pour les éléments représentés. Le déploiement de la grille 32 s'effectue par la sortie de la tige de vérin 46 de l'ensemble 70, comme cela a été décrit précédemment. Au cours de cette sortie, l'ailette 44 la plus aval appuie axialement vers l'aval sur des écrous de butée 78, vissés à l'extrémité de la tige suiveuse 72. Cela provoque le déplacement vers l'aval de la tige suiveuse 72, déplacement qui s'effectue simultanément avec celui de la tige 46. L'instant auquel la tige 46 est sortie entièrement correspondant également à l'instant où la tige suiveuse 72 arrive en butée sur le cylindre 74, au niveau d'une extrémité amont de diamètre plus élevé. De ce fait, en position déployée de la figure 10, la grille 32 est retenue axialement vers l'aval non seulement par les écrous 54 des tiges de vérin 46, mais également par les écrous 78 des tiges suiveuses 72, en butée dans leurs cylindres.
Après l'obtention de la position active déployée de la grille 32, la sortie de la tige de vérin 62 est poursuivie comme cela a été décrit précédemment, et schématisé à nouveau sur la figure 11.
En référence à présent aux figures 12 à 14, il est représenté un autre mode de réalisation préféré, dans lequel le principe de tiges suiveuses 72 est conservé. Le changement par rapport au mode de réalisation préféré décrit précédemment réside dans la simplification des ensembles 70, qui sont seulement équipés du vérin 60, mais plus équipés du vérin 48. Dans ce mode, la tige de vérin 62 relie donc toujours l'élément mobile 30 au cadre 34, via le cylindre de vérin 64 fixé sur ce cadre de l'élément fixe 15. La tige de vérin 62 traverse alors avec jeu des orifices (non représentés) pratiqués à travers les ailettes 44 des grilles, sans remplir de fonction de support et de guidage axial des ailettes. Cette fonction est ici assurée uniquement par les tiges suiveuses 72, qui sont également les seules à supporter les ressorts 56 de déploiement de la grille 32.
Dans l'état inactif de repos du système d'inversion de poussée 6 représenté sur la figure 12, l'ailette 44 la plus aval de la grille compactée 32 est retenue par des moyens de butée 80, solidaires de l'élément mobile 3. Il peut par exemple s'agir d'une ou plusieurs ferrures montées fixement sur le capot mobile 30, de préférence à l'intérieur du V.
La sortie de la tige de vérin 62 a pour conséquence d'écarter axialement ces moyens de butée 80 de l'ailette fixe 44 la plus amont. Cela permet aux autres ailettes 44 de la grille de s'écarter les unes des autres sous l'effet de la force de rappel des ressorts 56 entourant les tiges suiveuses 72, et forçant toujours l'ailette la plus aval contre les moyens de butée 80. Aussi, dans ce mode de réalisation, la phase de déploiement de la grille 32 est commandée par le vérin 60, qui remplit donc le rôle du premier vérin 48 mis en œuvre dans le mode précédent.
Une fois la grille 32 entièrement déployée telle que montrée sur la figure 13, la sortie de la tige de vérin 62 est poursuivie pour translater l'élément mobile 30 vers l'aval, et découvrir entièrement la grille 32, tel que cela est représenté sur la figure 14. Durant cette phase ultime ainsi que durant toute la phase d'inversion de poussée, le maintien de la grille vers l'aval n'est plus assuré par les moyens de butée 80 qui sont à alors à distance, mais assuré seulement par les écrous 78 des tiges suiveuses 72, en butée dans leurs cylindres respectifs 74.
Quel que soit le mode de réalisation, il est noté que l'action opposée, visant à rendre le système d'inversion 6 inactif, s'effectue en opérant les mêmes étapes que celles décrites ci-dessus, mais dans un ordre chronologique inverse.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

Claims

REVENDICATIONS
1. Grille déployable (32) à ailettes (44) pour système d'inversion de poussée (6) de turbomachine d'aéronef, la grille étant capable d'adopter une position de repos ainsi qu'une position active déployée dans laquelle les ailettes (44) sont davantage écartées axialement les unes des autres que dans la position de repos,
caractérisée en ce qu'elle comporte, au moins entre deux ailettes (44), des moyens élastiques de rappel (56) forçant lesdites deux ailettes (44) à s'écarter axialement l'une de l'autre.
2. Grille selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte une pluralité d'éléments axiaux (46, 72) de support et de guidage des ailettes (44), chacun des éléments axiaux de support et de guidage traversant une rangée axiale (54a, 54b) d'orifices (52a, 52b) pratiqués respectivement à travers les ailettes de la grille, les orifices (52a, 52b) d'une même rangée (54a, 54b) présentant une même section de passage, et en ce que chaque élément axial de support et de guidage (46, 72), au moins dans une partie courante (46', 72') de celui-ci traversant la rangée d'orifices associée (54a, 54b) et étant définie entre l'ailette la plus amont et l'ailette la plus aval de la grille (32) en position active déployée, présente une surface extérieure de section transversale constante.
3. Grille selon la revendication 2, caractérisée en ce que les moyens élastiques de rappel (56) sont agencés autour d'un ou plusieurs des d'éléments axiaux (46, 72) de support et de guidage des ailettes (44).
4. Grille selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que des moyens élastiques de rappel (56) sont agencés entre chaque ailette (44) de la grille (32), et une ailette (44) directement consécutive au sein de cette grille, et en ce que lesdits moyens élastiques de rappel (56) sont configurés de sorte qu'en position active déployée de la grille (32), les forces exercées par lesdits moyens élastiques (56), sur les ailettes (44), amènent celles-ci à être régulièrement espacées axialement les unes des autres.
5. Grille selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les moyens élastiques de rappel sont réalisés à l'aide de ressorts de compression à spirales (56), et/ou à l'aide d'une ou plusieurs rondelles élastiques.
6. Système d'inversion de poussée (6) pour turbomachine d'aéronef (1), le système comprenant un élément fixe (15), un élément mobile de capot de nacelle (30) et au moins une grille déployable (32) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
7. Système d'inversion de poussée selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un premier vérin (48) ainsi que des moyens de butée (54) retenant axialement vers l'aval une extrémité aval de ladite grille (32), et en ce que le système est conçu de sorte que la grille se déploie de sa position de repos à sa position active déployée grâce à la force de rappel développée par lesdits moyens élastiques de rappel (56), suite à un déplacement axial vers l'aval des moyens de butée (54), généré par un déploiement dudit premier vérin (48), lesdits moyens de butée (54) faisant préférentiellement partie intégrante dudit premier vérin (48).
8. Système d'inversion de poussée selon la revendication 6 ou la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte également au moins un second vérin (60) reliant ledit élément fixe (15) du système à l'élément mobile de capot de nacelle (30), de manière à permettre un mouvement axial de ce dernier, relativement à la grille (32) dans sa position active déployée.
9. Système d'inversion de poussée selon la revendication 8, caractérisé en ce que le premier et le second vérin (48, 60) comportent respectivement une première tige de vérin (46) et une seconde tige de vérin (62) agencées concentriquement.
10. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant un système d'inversion poussée (6) selon l'une quelconque des revendications 6 à 9.
PCT/FR2015/052732 2014-10-13 2015-10-12 Grille deployable a ailettes pour systeme d'inversion de poussee de turbomachine d'aeronef WO2016059331A1 (fr)

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