WO2017216468A1 - Joint d'étanchéité présentant une ou plusieurs portions localement surélevées - Google Patents

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WO2017216468A1
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WO
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joint
seal
nacelle
thickness
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PCT/FR2017/051513
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Inventor
Jérémie RABINEAU
Cédric RENAULT
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Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
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Publication date
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    • 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
    • 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
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/064—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces the packing combining the sealing function with other functions
    • F16J15/065—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces the packing combining the sealing function with other functions fire resistant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings or cowlings

Definitions

  • 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.
  • turbojet engines each housed in a nacelle.
  • Modern nacelles are often designed to house a turbofan engine capable of generating, on the one hand, a flow of hot gases (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet, and, on the other hand, a flow cold air (called secondary flow) from the fan and circulating outside the turbojet, through an annular passage generally called secondary vein. Both flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • a turbojet engine nacelle generally has a tubular structure comprising:
  • a rear section intended to surround the combustion chamber of the turbojet, and generally embodying means of thrust reversal;
  • an ejection nozzle the outlet of which is situated downstream of the turbojet engine.
  • the rear section generally has an external fixed structure (commonly called OFS, for "Outer Fixed Structure") which defines, with an internal fixed structure (“also called IFS for” Inner Fixed Structure "), the secondary vein used to channel the flow cold air.
  • OFS Orthogonal Fixed Structure
  • IFS Inner Fixed Structure
  • the thrust reversal means allow, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward a majority fraction of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter usually obstructs the vein of the cold flow and directs the latter to the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft.
  • the means used to achieve this reorientation of the cold flow vary according to the type of inverter.
  • a common configuration is that of thrust reversers known as "gate".
  • the outer cover of the rear section is sliding.
  • the translation towards the rear of this sliding hood makes it possible to discover inversion grids placing in communication the cold flow vein and the outside of the nacelle.
  • the translation of the sliding cover also makes it possible to deploy locking flaps in the cold flow vein.
  • the cold flow is redirected towards the front of the nacelle.
  • a propulsion unit incorporates various functional subassemblies, such as sliding inversion hoses, which undergo relative movements and between which it is necessary to seal various fluids, of which the air.
  • the hoods surrounding the turbojet engine and delimiting the secondary vein over part of its course channel this secondary vein without leakage to the turbojet engine It is particularly important to create a sealing barrier between the upstream part of each hood and the turbojet to prevent leakage of the secondary vein to the turbojet engine. Such a leak is particularly harmful.
  • the nacelle is designed and dimensioned for a secondary ducted channel that exerts pressure on its internal structure.
  • the nacelle is not designed to cope with a scooping of the flow constituting the secondary vein to the turbojet engine, a large scoop can lead to tearing of the internal structure of the nacelle.
  • the seal between the hoods 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.
  • a minimum fire resistance is also required. The tests allowing the fire resistance required, for example, to submit the gasket for a period of 15 minutes to a flame with a temperature of 1100 ° C and to verify that, at the end of this period, no significant residual flame.
  • the present invention is intended in particular to overcome the disadvantages mentioned above, by avoiding the use of additional shims for the positioning of a joint requiring raised portions, and while respecting the sealing and fire resistance constraints. related to the integration of such a seal in a propulsion unit of aircraft, and in particular in a turbojet nacelle.
  • the invention relates to a seal designed to be interposed between two parts of a propulsion unit of an aircraft, said seal comprising a base and a cylindrical tubular part, the base and the tubular part being elongated according to a longitudinal axis of the joint, the base having a minimum thickness, the joint having, along its longitudinal axis, at least one portion locally raised, the base having at each elevated portion locally a thickness greater than the minimum thickness, the base comprising, for each locally elevated portion, at least one reinforcing ply comprising a fire resistant material.
  • the reinforcing ply or plies comprise a material resistant to a temperature of at least 1100 ° C., for example glass, carbon or ceramic fibers.
  • the reinforcing ply or plies are made by weaving glass, carbon or ceramic fibers.
  • the seal is such that, for each locally elevated portion, the number of reinforcement folds integrated into the base depends on the difference between the thickness of the base at the level of the portion considered and the minimum thickness h of the base.
  • the base comprises at least one attachment plate.
  • the seal comprises an elastomeric material, for example of the silicone type.
  • the tubular portion is reinforced with fibers, for example glass, carbon or ceramic fibers.
  • the seal is made by molding, the base being overmolded on the reinforcing ply or folds.
  • the invention also relates to an aircraft turbojet engine nacelle, the nacelle comprising at least one seal as defined above.
  • the invention further relates to an aircraft propulsion unit comprising a turbojet and a nacelle, the propulsion unit comprising at least one seal as defined above.
  • FIG. 1 is a perspective view of an aircraft propulsion unit, comprising a nacelle and a turbojet engine;
  • FIG. 2 is an exploded view of the propulsion unit of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a perspective view of the two half-parts constituting the rear section of the nacelle of Figures 1 and 2, and showing in particular some of the locations of the seals equipping the propulsion unit;
  • FIG. 4 is a partial view of a seal according to the invention
  • FIGS. 5a and 5b show transverse sections of the joint of FIG. 4, respectively along sections AA and BB of FIG. 4.
  • FIGS 1 and 2 show the main elements constituting a propulsion unit 1.
  • the propulsion unit 1 includes in the example a turbofan engine 2, equipped with a nacelle surrounding the turbojet engine 2.
  • the nacelle comprises in particular:
  • an air inlet 3 (not shown in FIG. 2) situated in front of the turbojet engine 2;
  • a median section 4 surrounding a fan casing 20 of the turbojet engine 2, and comprising in the example two half-parts 4a, 4b;
  • a rear section 5 formed in the example of two half-parts 5a, 5b, and embodying a thrust reverser means comprising, in particular, reversing gates 5c, the rear section 5 surrounding the combustion chamber of the turbojet engine 2 ;
  • FIG. 3 shows the two half-parts 5a, 5b of the rear section 5 of the nacelle of FIGS. 1 and 2.
  • Each half portion 5a, 5b has a sliding outer cover 50.
  • the translation towards the rear of the outer cowls 50 makes it possible to discover the inversion gates 5c, thus putting into communication the stream 52 of cold flow and the outside of the nacelle.
  • the external sliding cowlings 50 are shown in FIG. 3 in the retracted position, that is to say in the thrust reversal position.
  • the translation of the hoods 50 furthermore makes it possible to deploy locking flaps (not visible) in the stream 52 of cold flow.
  • the cold flow can be redirected towards the front of the nacelle, as explained above.
  • Each half a portion 5a, 5b of the rear section 5 of the nacelle includes an internal fixed structure 54 (or IFS), and an external fixed structure 56 (or OFS).
  • the internal fixed structure 54 comes into contact with the turbojet engine (not shown in FIG. 3) and, more specifically, comes into contact with a housing which surrounds the compressor of the turbojet engine 2.
  • FIG. 3 furthermore shows some of the seals arranged in the nacelle, in this case the seals 70, 72, 74, 76, 78 which are integral with the right half portion 5a of the rear section 5.
  • similar seals are arranged in the left half portion 5b of the rear section 5.
  • each of these joints may be in accordance with the invention.
  • the seal 70 is fixed to the internal fixed structure 54.
  • the seal 70 is interposed between the internal fixed structure 54 and the turbojet engine casing 2, and the seal 70 is located in a state at least partially crushed between these two parts.
  • a seal according to the invention can also be placed on the rear section 5 of the nacelle:
  • the seals 70 to 78 make it possible to preserve in all circumstances a contact and thus to create a sealed barrier between the turbojet engine 2 and the nacelle.
  • FIG. 4 An embodiment of a seal according to the invention, which can be installed at one or more of the locations of the joints 70 to 78 of FIG. 3, is described below.
  • the seal 80 according to the invention is represented in Figures 4, 5a and 5b.
  • the seal 80 is fixed by means of a retainer 100, commonly referred to as "retainer”.
  • the seal 80 has in the example of Figure 4 a shape in "Y”, and thus comprises two branches 80a, 80b.
  • FIGS. 5a and 5b respectively correspond to the sections AA and BB of FIG. 4.
  • the seal 80 according to the invention comprises a cylindrical tubular portion 82, elongated along a longitudinal axis of the joint (The longitudinal axis is here perpendicular to the plane of Figures 5a and 5b).
  • this tubular portion 82 has, at rest, a generally circular section.
  • the seal 80 further comprises a base 84, also elongated along the longitudinal axis of the seal.
  • the base 84 comprises in the example two flanges 86 bearing, spaced so as to define a central recess 88.
  • Each of the flanges 86 forms a side flange 90 intended to cooperate with the retaining member 100 for fixing the seal.
  • the tubular portion 82 and the base 84 of the seal are made mainly based on an elastomeric material such as silicone, in particular by molding.
  • the mounting configuration of the seal 80 is such that the seal 80 needs to be raised to near the AA section, but does not need to be elevated near the BB section.
  • Figures 5a and 5b reflect this difference.
  • the section shown in Figure 5a has a raised base according to the invention, while the section shown in Figure 5b has a non-raised base.
  • the base 84 has a thickness H greater than the thickness h of the base of FIG. 5b, the latter constituting the minimum thickness of the base 84, that is to say the thickness of the base for those portions of the joint that do not need to be raised.
  • the portion of the base 84 of FIG. 5a comprises at least one reinforcing ply 92 comprising a fire-resistant material.
  • the base 84 comprises at this location several plies 92 of reinforcement, arranged parallel to each other, and parallel to the longitudinal axis of the seal. The folds 92 are superimposed and spaced from each other.
  • the plies 92 comprise a material having a fire resistance responding to the constraints of integration into a propulsion assembly, and in particular a very superior fire resistance to the material constituting mainly the joint 80.
  • the reinforcing plies 92 must, for example, withstand temperature of about 1100 ° C for a minimum of 15 minutes.
  • the plies 92 may for example comprise glass fibers, carbon fibers, or ceramic fibers, and may be made by weaving fibers.
  • the base 84 has three folds 92 of reinforcement. The number of reinforcing plies will generally be dependent on the necessary height of enhancement.
  • a reinforcing ply (of a thickness for example close to a tenth of a millimeter) for each millimeter of extra thickness of the base of the joint.
  • a reinforcing ply (of a thickness for example close to a tenth of a millimeter) for each millimeter of extra thickness of the base of the joint.
  • the reinforcing plies 92 are embedded in the material constituting mainly the seal 80.
  • the base 84 does not have, in the vicinity of the section BB, extra thickness.
  • the base 84 therefore does not include reinforcing folds at this point.
  • a seal according to the invention such as the seal 80 of Figure 4 may of course include, along its longitudinal axis, as many locally elevated portions as imposed by the seal mounting configuration.
  • such a joint may include several locally elevated portions of different heights, these portions of different heights may or may not be separated by non-elevated portions.
  • the invention makes it possible to make a joint comprising certain elevated portions, without adding external shims, and while ensuring sufficient fire resistance.

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Abstract

L'invention se rapporte à un Joint (80) d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif(1) d'un aéronef, ledit joint (80) comportant une base (84) et une partie tubulaire (82) cylindrique, la base (84) et la partie tubulaire (82) étant allongées selon un axe longitudinal du joint, la base (84) présentant une épaisseur minimale (h), le joint (80) comportant au moins une portion localement surélevée, la base (84) présentant au niveau de chaque portion localement surélevée une épaisseur (H) supérieure à l'épaisseur minimale (h), la base (84) comportant, pour chaque portion localement surélevée, au moins un pli (92) de renfort comprenant un matériau résistant au feu.

Description

Joint d'étanchéité présentant une ou plusieurs portions localement surélevées
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.
Parmi les aéronefs, on connaît notamment des avions qui sont mus par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle. Les nacelles modernes sont souvent prévues pour abriter un turboréacteur double flux apte à générer, d'une part, un flux de gaz chauds (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et, d'autre part, un flux d'air froid (dit flux secondaire) issu de la soufflante et circulant à l'extérieur du turboréacteur, à travers un passage annulaire généralement dénommé veine secondaire. Les deux flux sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Une nacelle de turboréacteur présente généralement une structure tubulaire comportant :
- une section avant, ou entrée d'air, située en avant du turboréacteur ;
- une section médiane, destinée à entourer la soufflante du turboréacteur ;
- une section arrière, destinée à entourer 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 fixe externe (couramment dénommée OFS, pour « Outer Fixed Structure ») qui définit, avec une structure fixe interne (« également dénommée IFS pour « Inner Fixed Structure »), la veine secondaire servant à canaliser le flux d'air froid.
Les moyens d'inversion de poussée permettent, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant une fraction majoritaire de la poussée engendrée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur obstrue généralement la veine du flux froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle, engendrant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion. Les moyens mis en oeuvre pour réaliser cette réorientation du flux froid varient suivant le type d'inverseur. Une configuration courante est celle des inverseurs de poussée dits « à grilles ». Dans ce type d'inverseur de poussée, le capot externe de la section arrière est coulissant. La translation vers l'arrière de ce capot coulissant permet de découvrir des grilles d'inversion mettant en communication la veine de flux froid et l'extérieur de la nacelle. La translation du capot coulissant permet en outre de déployer des volets de blocage dans la veine de flux froid. Ainsi, par l'action combinée des volets de blocage et des grilles d'inversion, le flux froid est redirigé vers l'avant de la nacelle.
On voit donc qu'un ensemble propulsif d'avion intègre différents sous-ensembles fonctionnels, tels que les capots coulissants d'inversion de poussée, qui subissent des mouvements relatifs et entre lesquels il convient d'assurer l'étanchéité à différents fluides, dont l'air.
En particulier, il importe que les 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. Il 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, un écopage important peut conduire à un arrachement de la structure interne de la nacelle.
Cependant, l'étanchéité entre les 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.
Pour les joints disposés à proximité du turboréacteur, une résistance au feu minimale est également requise. Les tests permettant de vérifier la résistance au feu requise consistent par exemple à soumettre le joint pendant une durée de 15 minutes à une flamme d'une température de 1 100°C, et à vérifier qu'à l'issue de cette durée, il ne subsiste pas de flamme résiduelle importante.
Pour qu'un joint présente les qualités de résistance au feu et à la pression requises, il convient d'assurer une compression minimale du joint et d'assurer que le joint puisse travailler dans une plage de compression limitée. Cela implique généralement de prévoir des joint de taille importante et/ou de taille évolutive, c'est-à-dire présentant une taille pouvant varier selon la section du joint considérée. Il est également connu de modifier localement la hauteur d'un joint, par l'ajout, sous la base du joint, de cales d'épaisseur métalliques permettant de rehausser localement le joint. L'ajout de cales métalliques est une opération longue et fastidieuse, ce qui représente donc un surcoût important. En outre, l'ensemble des cales représente une masse supplémentaire indésirable.
La présente invention a notamment pour but de remédier aux inconvénients évoqués ci-dessus, en évitant l'utilisation de cales additionnelles pour le positionnement d'un joint nécessitant des portions surélevées, et tout en respectant les contraintes d'étanchéité et de résistance au feu liées à l'intégration d'un tel joint dans un ensemble propulsif d'aéronef, et en particulier dans une nacelle de turboréacteur.
A cet effet, l'invention concerne joint d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif d'un aéronef, ledit joint comportant une base et une partie tubulaire cylindrique, la base et la partie tubulaire étant allongées selon un axe longitudinal du joint, la base présentant une épaisseur minimale, le joint comportant, le long de son axe longitudinal, au moins une portion localement surélevée, la base présentant au niveau de chaque portion localement surélevée une épaisseur supérieure à l'épaisseur minimale, la base comportant, pour chaque portion localement surélevée, au moins un pli de renfort comprenant un matériau résistant au feu.
Ainsi, en prévoyant un joint comportant certaines portions dont la base est surélevée et comporte des plis de renfort résistant au feu, on évite l'emploi de cales additionnelles, tout en conférant une résistance au feu suffisante. En effet, la présence d'un ou plusieurs plis de renfort réalisés à partir d'un matériau résistant au feu permet de conférer au joint la résistance au feu souhaitée. On obtient ainsi un gain de masse, puisque l'augmentation locale de l'épaisseur de la base du joint et l'intégration de plis de renfort génère une masse additionnelle bien moindre que lorsqu'on utilise des cales additionnelles métalliques. En outre, le montage du joint est grandement simplifié puisque l'on supprime l'étape d'insertion des cales additionnelles.
Dans une réalisation, le ou les plis de renfort comportent un matériau résistant à une température d'au moins 1 100°C, par exemple des fibres de verre, de carbone ou de céramique.
Dans une réalisation, le ou les plis de renforts sont réalisés par tissage de fibres de verre, de carbone ou de céramique.
Dans une réalisation, le joint est tel que, pour chaque portion localement surélevée, le nombre de plis de renfort intégrés dans la base dépend de la différence entre l'épaisseur de la base au niveau de la portion considérée et l'épaisseur minimale h de la base.
Dans une réalisation, la base comporte au moins une semelle de fixation.
Dans une réalisation, le joint comporte un matériau élastomère, par exemple de type silicone.
Dans une réalisation, la partie tubulaire est armée de fibres, par exemple des fibres de verre, de carbone ou de céramique.
Dans une réalisation, le joint est réalisé par moulage, la base étant surmoulée sur le ou les plis de renfort.
L'invention concerne également une nacelle de turboréacteur d'aéronef, la nacelle comportant au moins un joint tel que défini ci-dessus.
L'invention concerne en outre un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur et une nacelle, l'ensemble propulsif comportant au moins un joint tel que défini ci-dessus.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillées qui suite, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective d'un ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une nacelle et un turboréacteur ;
- la figure 2 est une vue éclatée de l'ensemble propulsif de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue en perspective des deux demi-parties constituant la section arrière de la nacelle des figures 1 et 2, et montrant en particulier certains des emplacements des joints équipant l'ensemble propulsif ;
- la figure 4 est une vue partielle d'un joint conforme à l'invention ; - les figures 5a et 5b montrent des sections transversales du joint de la figure 4, respectivement selon les sections AA et BB de la figure 4.
Les figures 1 et 2 montrent les principaux éléments constituant un ensemble propulsif 1 . L'ensemble propulsif 1 inclut dans l'exemple un turboréacteur 2 double flux, équipé d'une nacelle entourant le turboréacteur 2. La nacelle comporte notamment :
- une entrée d'air 3 (non représentée sur la figure 2), située en avant du turboréacteur 2 ;
- une section médiane 4, entourant un carter 20 de soufflante du turboréacteur 2, et comportant dans l'exemple deux demi-parties 4a, 4b ;
- une section arrière 5, formée dans l'exemple de deux demi- parties 5a, 5b, et embarquant des moyens d'inversion de poussée comprenant notamment des grilles d'inversion 5c, la section arrière 5 entourant la chambre de combustion du turboréacteur 2 ; et
- une tuyère d'éjection 6, dont la sortie est située en aval du turboréacteur, et formée d'une partie externe 6a et d'une partie interne 6b.
La figure 3 montre les deux demi-parties 5a, 5b de la section arrière 5 de la nacelle des figures 1 et 2.
Chaque demi-partie 5a, 5b, comporte un capot 50 externe coulissant. La translation vers l'arrière des capots 50 externes permet de découvrir les grilles d'inversion 5c, mettant ainsi en communication la veine 52 de flux froid et l'extérieur de la nacelle. Les capots 50 externes coulissants sont représentés à la figure 3 en position reculée, c'est-à-dire en position d'inversion de poussée. La translation des capots 50 permet en outre de déployer des volets de blocage (non visibles) dans la veine 52 de flux froid. Ainsi, par l'action combinée des volets de blocage et des grilles d'inversion, le flux froid peut être redirigé vers l'avant de la nacelle, ainsi qu'expliqué plus haut.
Chaque une demi-partie 5a, 5b de la section arrière 5 de la nacelle inclut notamment une structure fixe interne 54 (ou IFS), et une structure fixe externe 56 (ou OFS). La structure fixe interne 54 vient en contact du turboréacteur (non représenté sur la figure 3) et, plus précisément, vient en contact d'un carter qui entoure le compresseur du turboréacteur 2. La figure 3 montre en outre certains des joints d'étanchéité disposés dans la nacelle, en l'espèce les joints 70, 72, 74, 76, 78 qui sont solidaires de la demi-partie 5a droite de la section arrière 5. Bien entendu, des joints similaires sont disposés dans la demi-partie 5b gauche de la section arrière 5. Comme on le verra plus bas, chacun de ces joints peut être conforme à l'invention.
Le joint 70 est fixé à la structure fixe interne 54. Ainsi, lorsque l'ensemble propulsif est en configuration normale de fonctionnement, le joint 70 est interposé entre la structure fixe interne 54 et le carter du turboréacteur 2, et le joint 70 se trouve dans un état au moins partiellement écrasé entre ces deux parties. Comme illustré sur la figure 3, un joint d'étanchéité conforme à l'invention peut également être placé, sur la section arrière 5 de la nacelle :
- au niveau de la ligne de jonction supérieure (joint 74) ; - dans la zone de jonction avec le cadre avant de la nacelle (joint
76) ;
- et/ou sur la structure fixe interne 54, à l'avant (joint 78).
Les joints d'étanchéité 70 à 78 permettent de conserver en toute circonstance un contact et donc de créer une barrière étanche entre le turboréacteur 2 et la nacelle.
On décrit ci-après un exemple de réalisation d'un joint conforme à l'invention, pouvant être installé à l'un ou plusieurs des emplacements des joints 70 à 78 de la figure 3. Le joint 80 conforme à l'invention est représenté sur les figures 4, 5a et 5b. Comme on peut le voir sur la figure 4, le joint 80 est fixé au moyen d'un élément de retenue 100, couramment dénommé sous l'appellation anglaise « retainer ». Le joint 80 présente dans l'exemple de la figure 4 une forme en « Y », et comporte ainsi deux branches 80a, 80b.
Les figures 5a et 5b correspondent respectivement aux coupes AA et BB de la figure 4. Comme on peut le voir sur ces figures, le joint d'étanchéité 80 selon l'invention comprend une partie tubulaire 82 cylindrique, allongée selon un axe longitudinal du joint (l'axe longitudinal est ici perpendiculaire au plan des figures 5a et 5b). Dans l'exemple représenté, cette partie tubulaire 82 présente, au repos, une section globalement circulaire. Le joint 80 comporte en outre une base 84, également allongée selon l'axe longitudinal du joint. La base 84 comporte dans l'exemple deux semelles 86 d'appui, espacées de manière à délimiter un renfoncement central 88. Chacune des semelles 86 forme un rebord 90 latéral destiné à coopérer avec l'élément de retenue 100 pour la fixation du joint. La partie tubulaire 82 et la base 84 du joint sont réalisées principalement à base d'un matériau élastomère tel que du silicone, notamment par moulage. Comme visible sur la figure 4, la configuration de montage du joint 80 est telle que le joint 80 nécessite d'être surélevé à proximité de la section AA, mais ne nécessite pas d'être surélevé à proximité de la section BB. Les figures 5a et 5b reflètent cette différence. Ainsi, la section représentée à la figure 5a présente une base rehaussée conformément à l'invention, tandis que la section représentée à la figure 5b présente une base non rehaussée.
Comme visible en figure 5a, la base 84 présente une épaisseur H supérieure à l'épaisseur h de la base de la figure 5b, cette dernière constituant l'épaisseur minimale de la base 84, c'est-à-dire l'épaisseur de la base pour les portions du joint qui ne nécessitent pas d'être rehaussées. Conformément à l'invention, la portion de la base 84 de la figure 5a comporte au moins un pli 92 de renfort comportant un matériau résistant au feu. En l'espèce, la base 84 comporte à cet endroit plusieurs plis 92 de renfort, disposés parallèlement les uns aux autres, et parallèlement à l'axe longitudinal du joint. Les plis 92 sont superposés et espacés les uns des autres. Les plis 92 comportent un matériau présentant une résistance au feu répondant aux contraintes de l'intégration dans un ensemble propulsif, et notamment une résistance au feu très supérieure au matériau constituant principalement le joint 80. Les plis 92 de renfort devront par exemple résister à une température d'environ 1 100 °C, pendant une durée minimale de 15 minutes. Les plis 92 peuvent par exemple comporter des fibres de verre, des fibres de carbone, ou des fibres de céramique, et peuvent être réalisés par tissage de fibres. Dans l'exemple de la figure 5a, la base 84 comporte trois plis 92 de renfort. Le nombre de plis de renfort sera généralement dépendant de la hauteur de rehaussement nécessaire. A titre d'exemple, on pourra prévoir d'insérer un pli de renfort (d'une épaisseur par exemple proche d'un dixième de millimètre) pour chaque millimètre de surépaisseur de la base du joint. Ainsi, pour une surépaisseur d'un millimètre, on prévoira un seul pli, et pour une surépaisseur de deux millimètres, on prévoira deux plis de renfort. Avantageusement, les plis 92 de renfort sont noyés dans le matériau constituant principalement le joint 80.
Comme visible sur la figure 5b, la base 84 ne comporte pas, à proximité de la section BB, de surépaisseur. La base 84 ne comporte donc pas non plus de plis de renfort à cet endroit.
Un joint conforme à l'invention, tel que le joint 80 de la figure 4 pourra bien entendu inclure, le long de son axe longitudinal, autant de portions localement surélevées qu'imposé par la configuration de montage du joint. En particulier, un tel joint pourra inclure plusieurs portions localement surélevées de hauteurs différentes, ces portions de hauteurs différentes pouvant être ou non séparées par des portions non surélevées.
L'invention permet de réaliser un joint comportant certaines portions surélevées, ce sans ajout de cales externes, et tout en assurant une résistance au feu suffisante.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Joint (80) d'étanchéité conçu pour être interposé entre deux parties d'un ensemble propulsif (1 ) d'un aéronef, ledit joint (80) comportant une base (84) et une partie tubulaire (82) cylindrique, la base (84) et la partie tubulaire (82) étant allongées selon un axe longitudinal du joint, la base (84) présentant une épaisseur minimale (h), caractérisé en ce que le joint (80) comporte, le long de son axe longitudinal, au moins une portion localement surélevée, la base (84) présentant au niveau de chaque portion localement surélevée une épaisseur (H) supérieure à l'épaisseur minimale (h), la base (84) comportant, pour chaque portion localement surélevée, au moins un pli (92) de renfort comprenant un matériau résistant au feu.
2. Joint (80) selon la revendication 1 , dans lequel le ou les plis (92) de renfort comportent un matériau résistant à une température d'au moins
1 100°C, par exemple des fibres de verre, de carbone ou de céramique.
3. Joint (80) selon la revendication précédente, dans lequel le ou les plis de renforts sont réalisés par tissage de fibres de verre, de carbone ou de céramique.
4. Joint (80) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel, pour chaque portion localement surélevée, le nombre de plis (92) de renfort intégrés dans la base (84) dépend de la différence entre l'épaisseur (H) de la base (84) au niveau de la portion considérée et l'épaisseur minimale (h) de la base (84).
5. Joint (80) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la base (84) comporte au moins une semelle (86) de fixation.
6. Joint (80) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte un matériau élastomère, par exemple de type silicone.
7. Joint (80) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la partie tubulaire (82) est armée de fibres, par exemple des fibres de verre, de carbone ou de céramique.
8. Joint (80) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est réalisé par moulage, la base (84) étant surmoulée sur le ou les plis (92) de renfort.
9. Nacelle de turboréacteur d'aéronef, la nacelle comportant au moins un joint (80) conforme à l'une des revendications précédentes.
10. Ensemble propulsif (1 ) d'aéronef, comportant un turboréacteur et une nacelle, l'ensemble propulsif comportant au moins un joint (80) conforme à l'une des revendicationsl à 8.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210404417A1 (en) * 2018-11-09 2021-12-30 Safran Nacelles Sealing joint for aircraft turbojet engine nacelle
US20220145830A1 (en) * 2019-07-22 2022-05-12 Safran Nacelles Aircraft seal
FR3128504A1 (fr) * 2021-10-27 2023-04-28 Safran Nacelles Joint d’étanchéité pour ensemble propulsif
FR3136821A1 (fr) * 2022-06-15 2023-12-22 Safran Nacelles Joint d’étanchéité comprenant un revêtement glissant et hydrophobe

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5251917A (en) * 1987-06-22 1993-10-12 The Boeing Company Fire-resistant seal
US20140262358A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 The Boeing Company Fire Seal End Cap and Associated Multi-member Assembly and Method
WO2015132541A1 (fr) * 2014-03-07 2015-09-11 Aircelle Joint de type bulle intégrant au moins une butée rigide

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5251917A (en) * 1987-06-22 1993-10-12 The Boeing Company Fire-resistant seal
US20140262358A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 The Boeing Company Fire Seal End Cap and Associated Multi-member Assembly and Method
WO2015132541A1 (fr) * 2014-03-07 2015-09-11 Aircelle Joint de type bulle intégrant au moins une butée rigide

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210404417A1 (en) * 2018-11-09 2021-12-30 Safran Nacelles Sealing joint for aircraft turbojet engine nacelle
US11952964B2 (en) * 2018-11-09 2024-04-09 Safran Nacelles Sealing joint for aircraft turbojet engine nacelle
US20220145830A1 (en) * 2019-07-22 2022-05-12 Safran Nacelles Aircraft seal
US12018630B2 (en) * 2019-07-22 2024-06-25 Safran Nacelles Aircraft seal
FR3128504A1 (fr) * 2021-10-27 2023-04-28 Safran Nacelles Joint d’étanchéité pour ensemble propulsif
WO2023073318A1 (fr) * 2021-10-27 2023-05-04 Safran Nacelles Joint d'etancheite pour ensemble propulsif
FR3136821A1 (fr) * 2022-06-15 2023-12-22 Safran Nacelles Joint d’étanchéité comprenant un revêtement glissant et hydrophobe

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