WO2017220931A1 - Ensemble d'une structure fixe interne de nacelle de turboréacteur et de panneaux de protection thermique - Google Patents

Ensemble d'une structure fixe interne de nacelle de turboréacteur et de panneaux de protection thermique Download PDF

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WO2017220931A1
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thermal protection
panels
panel
assembly
nacelle
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Cédric RENAULT
Charlotte JULIENNE
Arnaud BONNY
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Safran Nacelles
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    • B64C1/40—Sound or heat insulation, e.g. using insulation blankets
    • 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
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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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
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the arrangement of thermal protection panels on a fixed internal structure of an aircraft turbojet engine nacelle.
  • turbojet engines each housed in a nacelle.
  • Modern nacelles are generally 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 all or part of the turbine and compressor stages 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 internal fixed structure surrounds a portion of the primary body of the engine (including in particular the combustion chamber), the internal fixed structure being arranged around a housing of the primary body so that a space remains between this structure and the housing of the body primary.
  • This space is generally referred to as the "core compartment” (or “core area”) of the nacelle.
  • core compartment or “core area” of the nacelle.
  • the temperature within this space is very high due to the proximity of the combustion chamber of the engine.
  • the temperature in the secondary vein, located on the other side of the internal fixed structure relative to the core compartment is very low since the circulating air is at ambient temperature.
  • the fixed internal structure Due to this difference in temperature, the fixed internal structure is subjected to very high thermal stresses, and it is necessary to protect it with the aid of thermal protection panels, allowing in particular to isolate the components of the nacelle of the engine environment in order to maintain them at acceptable temperatures, thereby prolonging their service life.
  • thermal protection panels also provide fire protection and can be used in other areas of the nacelle, at which there is a risk of fire.
  • thermal protection panels generally disposed on the side of the core compartment, and comprising at least one thermally insulating mat, generally made from silica fibers, ceramic or a microporous material, said mat being sandwiched between metal strips, generally of stainless steel.
  • the thermal protection panels are fixed to the IFS by means of fixing systems that cooperate punctually with the IFS over the entire protective surface, in the manner of rivets. Some edges of the thermal protection panels are also retained at the IFS by retaining strips commonly called "retainers”.
  • Such a fastening system uses a brake wire system and generally comprises two parts, namely a base fixed in the IFS and carrying a hooked structure (for example of the hook, loop or eyelet type) and a button. detention.
  • the hooked structure stands inside a corresponding fixing aperture of the mattress, and is adapted to receive a link denominated brake wire.
  • the retaining button bears against an outer surface of the mattress so as to form a retaining washer and clamping, the retaining button being provided with openings for the passage of the brake wire whose ends are twisted and tightened. The retention of the panel on the IFS is thus ensured.
  • the end twisted wire brake is then embedded in silicone.
  • the brake wire system may be replaced by a threaded or threaded hooked structure cooperating with a complementary end of the retainer button.
  • the invention responds to this need by limiting the number of attachment points on the internal fixed structure, particularly near the junction areas of two adjacent thermal protection panels.
  • the invention relates to an assembly of a fixed internal structure of a turbojet engine nacelle and thermal protection panels, said fixed internal structure having an inner face, on which the panels are attached, of thermal protection, and a external face constituting a portion of the internal surface of a cold flow vein, the assembly being characterized in that it comprises at least one element for fixing a first panel and a second adjacent panel, the element fastening for securing the first and second panels to one another at a junction area, the fastening element not being secured to the internal fixed structure.
  • the invention makes it possible to reduce the number of fastening elements integral with the fixed internal structure, which reduces the cost and the assembly time. overall, while improving the performance of thermal protection.
  • the fastening element comprises a fastening structure integral with the second cooperating panel, via a retaining link, with a retaining element disposed on the first panel.
  • the attachment structure is in the form of a bridge attached to the second panel, for example by gluing or welding.
  • the retaining link is a brake wire.
  • the present invention also relates to a nacelle of a turbojet engine of an aircraft, comprising at least one set of an internal fixed structure and thermal protection panels as defined above.
  • the invention relates to an aircraft propulsion assembly comprising a turbojet engine housed in a nacelle as defined above.
  • FIG. 1 is a perspective view of an aircraft propulsion unit, comprising a nacelle and a turbojet engine;
  • Figure 2 is a partial exploded view of the propulsion assembly of Figure 1;
  • FIG. 3 is a perspective view of one of the two half-parts constituting a rear section of the type of that of the nacelle of FIGS. 1 and 2, FIG. 3 showing in particular a portion of the thermal protection panels of FIG. internal fixed structure, these panels being arranged in a known manner;
  • the 4a and 4b are partial perspective views of the two half-parts of the internal fixed structure of the nacelle of Figures 1 and 2, thermal protection panels being arranged according to the invention on the internal fixed structure;
  • FIG. 4c is a detail of FIG. 4b
  • FIG. 5 is a schematic view along section AA of Figure 4c.
  • 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;
  • FIG. 3 shows one of 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 outer sliding covers 50 are shown in FIGS. 1 and 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 to the front of the nacelle, to brake the aircraft.
  • the rear section 5 of the nacelle includes an internal fixed structure 54 (or IFS), and an external fixed structure 56 (or OFS). These two structures are concentric and define the secondary vein 52 in which cold air circulates when the turbojet engine 2 is in operation.
  • a portion of the inner surface of the inner fixed structure 54 is covered by a plurality of panels 58 of thermal protection.
  • Each panel 58 of thermal protection is fixed to the internal fixed structure 54 by means of a plurality of fastening elements 60, 62 as described above.
  • the fasteners 62 located at the junction of two panels 58 are closer than the fasteners 60 located at a distance between a junction between two panels 58. This is due to the fact that the fixing of the thermal protection panels at the level of junction areas is particularly important because it is necessary to avoid any risk of lifting a panel relative to an adjacent panel. This would cause a lack of protection of the internal fixed structure, allowing very hot air from the core compartment of the nacelle to reach the internal fixed structure.
  • FIGS. 4a to 4c and 5 show an example of thermal protection according to the invention.
  • Figures 4a and 4b show partial views of an internal fixed structure according to the invention, showing the thermal protection panels attached to each of the two half-parts of the rear section of the nacelle 5.
  • Figure 4c shows a detail of Figure 4b and Figure 5 is a schematic view according to section AA of Figure 4c.
  • the thermal protection panels 64 according to the invention are fixed by means of two types of fastening elements 66, 68.
  • the fasteners 66 of the first type are integral with the internal fixed structure, while the fasteners 68 of the second type are not integral with the fixed internal structure, but solidarize a first panel 640 to a second panel 642, adjacent the second.
  • Figure 5 is a sectional view along section AA showing more particularly the assembly of two panels 640, 642 adjacent thermal protection. These panels are, like all the panels 64, fixed to the internal fixed structure 54 by means of a plurality of fastening elements such as those described above (not visible in Figure 5).
  • the internal fixed structure 54 comprises in the example one or more sandwich panels, comprising an inner skin 540, called the support skin, and an outer skin 542.
  • the inner skin 540 and the outer skin 542 surround a cellular core 544, for example a metal structure of honeycomb type.
  • the outer skin 542 constitutes a portion of the inner surface of the vein 52.
  • the outer skin 542 has in the example a plurality of perforations known as acoustic perforations.
  • Each thermal protection panel 640, 642 comprises a core 644 made of thermally insulating material, framed by two strips respectively forming an inner face 646 and an outer face 648.
  • the inner faces 646 are in contact with the internal fixed structure 54, while the external faces 648 form a portion of the surface delimiting the core compartment 53 of the nacelle.
  • each fastening element 68 makes it possible to join superimposed portions of These panels thus show in FIG. 5 that the panel 640 has a flange 650, forming a wing covering a portion of the panel. 642.
  • Each fastener 68 comprises a fastening structure 680, such as a trigger guard.
  • the attachment structure 680 is attached to the panel 640, for example by welding or gluing.
  • the attachment structure 680 is intended to cooperate with a link forming a retaining means, in this case a brake wire 682, a passing opening for the link being formed for this purpose in the attachment structure 680.
  • the thread brake 682 is associated with a retaining button 684 disposed in abutment on the flange 650 of the panel 640.
  • the flange 650 has a through hole 652 allowing the passage of the brake wire 682.
  • the fastening elements 68 make it possible to join together two panels, thus avoiding the risk of a defect in the junction of the adjacent panels, while reducing the number of fasteners integral with the fixed internal structure.
  • the assembly time, the mass of the assembly and the efficiency of the thermal protection are reduced since the location of the fasteners 68, the thickness of insulating material is greater, since it is no longer necessary to provide in the thermal protection panel a through hole reaching the internal fixed structure.

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Abstract

L'invention se rapporte à un ensemble d'une structure interne fixe (54) d'une nacelle de turboréacteur (2) et de panneaux (640, 642) de protection thermique, ladite structure interne fixe (54) comportant une face interne (540), sur laquelle sont rapportés les panneaux (640, 642) de protection thermique, et une face externe (542) constituant une portion de la surface interne d'une veine (52) de flux froid, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comporte au moins un élément de fixation (68) d'un premier panneau (640) et d'un deuxième panneau (642) adjacents, l'élément de fixation (68) permettant de solidariser les premier et deuxième panneaux (640, 642) l'un à l'autre au niveau d'une zone de jonction, l'élément de fixation (68) n'étant pas solidaire de la structure fixe interne (54).

Description

Ensemble d'une structure fixe interne de nacelle de turboréacteur et de panneaux de protection thermique
La présente invention se rapporte à l'agencement de panneaux de protection thermique sur une structure interne fixe d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef.
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 généralement 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 amont du turboréacteur ;
- une section médiane, destinée à entourer un carter de soufflante du turboréacteur ;
- une section arrière, destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et tout ou partie des étages de compresseur et de turbine 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.
La structure fixe interne entoure une partie du corps primaire du moteur (incluant notamment la chambre de combustion), la structure fixe interne étant disposée autour d'un carter du corps primaire de manière qu'un espace subsiste entre cette structure et le carter du coprs primaire. Cet espace est généralement dénommé « compartiment core » (ou « zone core ») de la nacelle. En vol, la température au sein de cet espace est très élevée en raison de la proximité de la chambre de combustion du moteur. Inversement, la température dans la veine secondaire, située de l'autre côté de la structure fixe interne par rapport au compartiment core, est très basse puisque l'air y circulant est à température ambiante.
En raison de cette différence de température la structure interne fixe est soumise à de très fortes contraintes thermiques, et il est nécessaire de la protéger à l'aide de panneaux de protection thermique, permettant notamment d'isoler les composants de la nacelle de l'environnement moteur afin de les maintenir à des températures acceptables, et ainsi prolonger leur durée de vie.
Ces panneaux de protection thermique assurent également une protection anti-feu et peuvent être utilisés dans d'autres zones de la nacelle, au niveau desquelles existe un risque d'incendie.
Afin de protéger thermiquement l'IFS, il est connu d'avoir recours à des panneaux de protection thermique, disposés généralement du côté du compartiment core, et comprenant au moins un matelas thermiquement isolant, généralement fabriqué à partir de fibres de silice, de céramique ou d'un matériau microporeux, ledit matelas étant pris entre des feuillards métalliques, généralement en acier inoxydable.
Les panneaux de protection thermique sont fixés à l'IFS à l'aide de systèmes de fixation qui coopèrent ponctuellement avec l'IFS sur toute la surface de protection, à la manière de rivets. Certains bords des panneaux de protection thermique sont en outre retenus à l'IFS par des bandes de retenue appelées communément « retainers ».
Un exemple de système de fixation connu est décrit dans le document FR 2 829 81 1 . Un tel système de fixation utilise un système de fil frein et comprend généralement deux parties, à savoir une embase fixée dans l'IFS et portant une structure d'accroché (par exemple de type crochet, passant ou pion à œillets) et un bouton de retenue. La structure d'accroché se dresse à l'intérieur d'une ouverture de fixation correspondante du matelas, et est apte à recevoir un lien dénommé fil frein. Le bouton de retenue vient en appui contre une surface extérieure du matelas de manière à former une rondelle de maintien et de serrage, le bouton de retenue étant pourvu d'orifices de passage du fil frein dont les extrémités sont torsadées et serrées. La retenue du panneau sur l'IFS est ainsi assurée. Afin de parfaire la fixation, l'extrémité torsadée du fil frein est ensuite noyée dans du silicone. En variante, le système de fil frein peut être remplacé par une structure d'accroché filetée ou taraudée coopérant avec une extrémité complémentaire du bouton de retenue.
De manière générale, la pose de ces fixations est malaisée et extrêmement longue car elle nécessite un nombre important de gestes de la part des opérateurs. Ainsi, la pose de l'ensemble des fixations demande beaucoup de temps et de précision aux opérateurs, ce qui est un inconvénient d'autant plus gênant que cette opération doit être répétée de nombreuses fois, pour chaque point de fixation. De plus, lorsqu'un fil frein est brisé lors du montage, cela oblige parfois à procéder au démontage de tous les boutons de retenue déjà fixés, afin de pouvoir dégager le matelas et ainsi récupérer le fil frein cassé.
Il existe donc un besoin de faciliter le montage des panneaux de protection thermique. L'invention répond à ce besoin, en limitant le nombre de points de fixation sur la structure fixe interne, notamment à proximité des zones de jonction de deux panneaux de protection thermique adjacents.
Ainsi, l'invention concerne un ensemble d'une structure interne fixe d'une nacelle de turboréacteur et de panneaux, de protection thermique, ladite structure interne fixe comportant une face interne, sur laquelle sont rapportés les panneaux, de protection thermique, et une face externe constituant une portion de la surface interne d'une veine de flux froid, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comporte au moins un élément de fixation d'un premier panneau et d'un deuxième panneau adjacents, l'élément de fixation permettant de solidariser les premier et deuxième panneaux, l'un à l'autre au niveau d'une zone de jonction, l'élément de fixation n'étant pas solidaire de la structure fixe interne.
Ainsi, en prévoyant de solidariser les panneaux adjacents entre eux au niveau de leur zones de jonction, l'invention permet de réduire le nombre d'élément de fixation solidaires de la structure interne fixe, ce qui réduit le coût et le temps d'assemblage de l'ensemble, tout en améliorant la performance de la protection thermique.
Dans une réalisation, l'élément de fixation comporte une structure d'accrochage solidaire du deuxième panneau coopérant, par l'intermédiaire d'un lien de retenue, avec un élément de retenue disposé sur le premier panneau. Dans une réalisation, la structure d'accrochage se présente sous la forme d'un pontet fixé au deuxième panneau, par exemple par collage ou par soudage.
Dans une réalisation, le lien de retenue est un fil frein.
La présente invention se rapporte également à une nacelle d'un turboréacteur d'un aéronef, comportant au moins un ensemble d'une structure fixe interne et de panneaux de protection thermique tel que défini ci-dessus.
Enfin, l'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef comportant un turboréacteur logé dans une nacelle telle que définie ci-dessus.
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective d'un ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une nacelle et un turboréacteur ;
- la figure 2 est une vue éclatée partielle de l'ensemble propulsif de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue en perspective de l'une des deux demi- parties constituant une section arrière du type de celle de la nacelle des figures 1 et 2, la figure 3 montrant en particulier une partie des panneaux de protection thermique de la structure fixe interne, ces panneaux étant agencés d'une manière connue ;
- les 4a et 4b sont des vues partielles en perspective des deux demi-parties de la structure fixe interne de la nacelle des figures 1 et 2, des panneaux de protection thermique étant agencés conformément à l'invention sur la structure fixe interne ;
- la figure 4c est un détail de la figure 4b ;
- la figure 5 est une vue schématique selon la coupe AA de la figure 4c.
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 notamment 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 l'une des 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 sur les figures 1 et 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, afin de freiner l'avion.
La section arrière 5 de la nacelle inclut notamment une structure fixe interne 54 (ou IFS), et une structure fixe externe 56 (ou OFS). Ces deux structures sont concentriques et définissent la veine 52 secondaire dans laquelle circule de l'air froid lorsque le turboréacteur 2 est en fonctionnement.
Comme visible sur la figure 3, une partie de la surface interne de la structure fixe interne 54 est recouverte par une pluralité de panneaux 58 de protection thermique. Chaque panneau 58 de protection thermique est fixé à la structure fixe interne 54 au moyen d'une pluralité d'éléments de fixation 60, 62 tels que décrits plus haut. Les éléments de fixation 62 situés à la jonction de deux panneaux 58 sont plus rapprochés que les éléments de fixation 60 situés à distance d'une jonction entre deux panneaux 58. Cela est dû au fait que la fixation des panneaux de protection thermique au niveau des zones de jonction est particulièrement importante, car il est nécessaire d'éviter tout risque de soulèvement d'un panneau par rapport à un panneau adjacent. Cela occasionnerait en effet un défaut de protection de la structure fixe interne, en permettant à de l'air très chaud provenant du compartiment core de la nacelle d'atteindre la structure fixe interne. Les éléments de fixation 60, 62 sont tous de type « traversant », c'est-à-dire qu'ils traversent le panneau correspondant, étant solidaires de la structure fixe interne. Les figures 4a à 4c et 5 montrent un exemple de protection thermique conforme à l'invention. Les figures 4a et 4b montrent des vues partielles d'une structure fixe interne conforme à l'invention, montrant les panneaux de protection thermique fixés à chacune des deux demi-parties de la section arrière de la nacelle 5. La figure 4c représente un détail de la figure 4b et la figure 5 est une vue schématique selon la coupe AA de la figure 4c.
Comme on peut le voir sur les figures 4a à 4c, les panneaux 64 de protection thermique conformes à l'invention sont fixés au moyen de deux types d'éléments de fixation 66, 68. Les éléments de fixation 66 du premier type sont solidaires de la structure fixe interne, tandis que les éléments de fixation 68 du second type ne sont pas solidaires de la structure interne fixe, mais solidarisent un premier panneau 640 à un deuxième panneau 642, adjacent du deuxième.
La figure 5 est une vue en coupe selon la section AA montrant plus particulièrement l'assemblage de deux panneaux 640, 642 de protection thermique adjacents. Ces panneaux sont, comme l'ensemble des panneaux 64, fixés à la structure fixe interne 54 au moyen d'une pluralité d'éléments de fixation tels que ceux décrits plus haut (non visibles sur la figure 5). La structure fixe interne 54 comporte dans l'exemple un ou plusieurs panneaux sandwichs, comportant une peau interne 540, dite peau support, et une peau externe 542. Dans l'exemple, la peau interne 540 et la peau externe 542 encadrent une âme alvéolaire 544, par exemple une structure métallique de type nid d'abeilles. La peau externe 542 constitue une portion de la surface interne de la veine 52. La peau externe 542 présente dans l'exemple une pluralité de perforations dites perforations acoustiques. Chaque panneau 640, 642 de protection thermique comporte une âme 644 en matériau thermiquement isolant, encadrée par deux feuillards formant respectivement une face interne 646 et une face externe 648. Les faces internes 646 sont en contact avec la structure fixe interne 54, tandis que les faces externes 648 forment une portion de la surface délimitant le compartiment core 53 de la nacelle.
Conformément à l'invention, les panneaux 640, 642 sont fixés l'un à l'autre au niveau de leur jonction, au moyen d"éléments de fixation 68. Plus précisément, chaque élément de fixation 68 permet de solidariser des portions superposées de ces panneaux. On voit ainsi sur la figure 5 que le panneau 640 présente un rebord 650, formant une aile recouvrant une portion du panneau 642. Chaque élément de fixation 68 comporte une structure d'accrochage 680, tel qu'un pontet. La structure d'accrochage 680 est fixée au panneau 640, par exemple par soudage ou par collage. La structure d'accrochage 680 est destinée à coopérer avec un lien formant un moyen de retenue, en l'espèce un fil frein 682, une ouverture formant passant pour le lien étant ménagée à cet effet dans la structure d'accrochage 680. Le fil frein 682 est associé à un bouton de retenue 684 disposé en appui sur le rebord 650 du panneau 640. Le rebord 650 comporte un trou 652 traversant permettant le passage du fil frein 682. Ainsi, lors de la mise en place des panneaux 640, 642, le fil frein 682 est introduit à travers l'œillet de la structure d'accrochage 680. Une fois le fil frein 682 correctement positionné dans l'œillet, les extrémités du fil frein 682 sont introduites à travers deux orifices correspondants (non visibles) du bouton de retenue 684. Le fil frein est ensuite torsadé de manière à assurer le serrage et l'appui du bouton de retenue 684. La fixation du fil frein 682 est sécurisée en noyant les extrémités de celui-ci, par exemple dans du silicone. Comme visible sur la figure 5, les éléments de fixation 68 ne sont pas solidaires de la structure fixe interne de la nacelle.
Les éléments de fixation 68 permettent de solidariser ensemble deux panneaux, évitant ainsi le risque d'un défaut au niveau de la jonction des panneaux adjacents, tout en réduisant le nombre d'éléments de fixation solidaires de la structure interne fixe. En réduisant le nombre de points de fixation d'un panneau de protection thermique à la structure fixe interne, on réduit le temps de montage, la masse de l'ensemble, et on augmente l'efficacité de la protection thermique puisqu'à l'endroit des éléments de fixation 68, l'épaisseur de matériau isolant est plus importante, étant donné qu'il n'est plus nécessaire de prévoir dans le panneau de protection thermique un trou traversant atteignant la structure fixe interne.
Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble d'une structure interne fixe (54) d'une nacelle de turboréacteur (2) et de panneaux (640, 642) de protection thermique, ladite structure interne fixe (54) comportant une face interne (540), sur laquelle sont rapportés les panneaux (640, 642) de protection thermique, et une face externe (542) constituant une portion de la surface interne d'une veine (52) de flux froid, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comporte au moins un élément de fixation (68) d'un premier panneau (640) et d'un deuxième panneau (642) adjacents, l'élément de fixation (68) permettant de solidariser les premier et deuxième panneaux (640, 642) l'un à l'autre au niveau d'une zone de jonction, l'élément de fixation (68) n'étant pas solidaire de la structure fixe interne (54).
2. Ensemble selon la revendication 1 , dans lequel l'élément de fixation (68) comporte une structure d'accrochage (680) solidaire du deuxième panneau (642) coopérant, par l'intermédiaire d'un lien de retenue (682), avec un élément de retenue (684) disposé sur le premier panneau (640).
3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la structure d'accrochage (680) se présente sous la forme d'un pontet fixé au deuxième panneau (642), par exemple par collage ou par soudage.
4. Ensemble selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le lien de retenue (682) est un fil frein.
5. Nacelle d'un turboréacteur d'aéronef, comportant un ensemble d'une structure interne fixe (54) et des panneaux de protection thermique conforme à l'une des revendications précédentes.
6. Ensemble propulsif d'aéronef comportant un turboréacteur logé dans une nacelle conforme à la revendication précédente.
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