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EP2038533A2 - Raccord entre pieces de matiere composite d'un turbomoteur pour aeronef - Google Patents

Raccord entre pieces de matiere composite d'un turbomoteur pour aeronef

Info

Publication number
EP2038533A2
EP2038533A2 EP07803839A EP07803839A EP2038533A2 EP 2038533 A2 EP2038533 A2 EP 2038533A2 EP 07803839 A EP07803839 A EP 07803839A EP 07803839 A EP07803839 A EP 07803839A EP 2038533 A2 EP2038533 A2 EP 2038533A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wall
air inlet
turbomotor according
turbomotor
ring
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP07803839A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Alain Porte
Frédéric CHELIN
David Lambert
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Publication of EP2038533A2 publication Critical patent/EP2038533A2/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/44—Resins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • 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
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/01—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening elements specially adapted for honeycomb panels
    • 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
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to turbine engines for aircraft and, more specifically, the connection between the air inlet and the fan casing of such a turbine engine.
  • the inner wall of the air inlet and the blower housing are metallic and the rear end of said inner wall of the air inlet and the front end of said blower housing bear cooperating protruding peripheral flanges for securing said air inlet and said housing by means of fastening elements (screws, bolts, etc.) whose axes are parallel to the longitudinal axis of the turbine engine and which pass through said flanges.
  • the present invention aims to overcome this disadvantage.
  • the aircraft turbine engine having a longitudinal axis and comprising:
  • blower supplied with air by said air inlet and enclosed in a casing, also tubular, the rear end of said inner wall of the air inlet and the front end of said fan casing being secured to one another by means of fastening elements, such as screws, bolts or analogous, is remarkable in that:
  • At least one of said parts which are said internal wall of the air inlet and said casing of the blower is made of a fiber / resin composite material
  • said rear end of said inner wall of the air inlet and said front end of said fan casing are uniform, without projections adapted to serve for securing said inner wall and said casing, such as peripheral flanges or the like;
  • the axes of said fasteners are, with said longitudinal axis of the turbine engine, an angle at least equal to 60 °.
  • Both said inner wall of the air inlet and said blower housing may be made of fiber / resin composite material and said axes of the fasteners may at least approximately be orthogonal to said longitudinal axis of the turbine engine.
  • said rear end of the inner wall of the air inlet and said front end of the blower housing fit into each other and said fasteners pass through. the nested portions of said front and rear ends.
  • the rear end of said inner wall of the air inlet can penetrate into the front end of said blower housing or, conversely, the front end of said blower housing.
  • the blower enters the rear end of said inner wall of the air inlet.
  • said interlocking can be achieved with direct contact between said front and rear ends, or with the interposition of at least one spacer ring between said front and rear ends.
  • said fixing means also pass through the spacer ring (s).
  • the contact surface may be cylindrical or conical.
  • said rear end of said inner wall of the air inlet and said front end of said blower housing are secured to one another by means of a connecting ring (in a single piece or in several evenly distributed segments) into which they penetrate, fastening elements pass through the parts facing said ring and said rear end of said inner wall of the air inlet, and other fasteners pass through the facing portions of said ring and said forward end of said blower housing.
  • a connecting ring in a single piece or in several evenly distributed segments
  • fastening elements pass through the parts facing said ring and said rear end of said inner wall of the air inlet
  • other fasteners pass through the facing portions of said ring and said forward end of said blower housing.
  • the contact surface between said connecting ring, on the one hand, and said front and rear end, on the other hand may be cylindrical or conical.
  • said connecting ring may comprise a transverse partition.
  • fastening elements are bolts whose nuts are captive of one or the other of said front and rear ends;
  • said fixing elements are connected to one of said front or rear ends by means of plastically deformable members making it possible to absorb at least part of the energy percussion of the fan casing by a broken blade thereof;
  • - Centering means are used to accurately position, around the longitudinal axis of the turbine engine, one of said front or rear ends relative to the other.
  • the composite material constituting said inner wall of the air inlet and said blower housing may comprise carbon fibers, boron, glass, silicon carbide, etc ... and said inner wall and said housing may be obtained by any known process (filament winding, winding, removal of impregnated fibers or impregnated fabrics, etc.).
  • FIG. 1 shows, in partial schematic partial section, the front part of a known turbine engine.
  • FIG. 2 shows, also in partial schematic partial section, an example of connection between the rear end of the air intake and the front end of the fan casing, in the known turbine engine of FIG. 1.
  • Figures 3 to 8 illustrate several examples of connection between the rear end of the air inlet and the front end of the fan casing in a turbine engine according to the present invention.
  • FIG. 9 is a partial top view of the example of joining of FIG. 8.
  • FIG. 10 is a plan view of a plastically deformable ring used in the embodiment of FIG. 8.
  • Figure 1 1 corresponds to a section along line X1-X1 of Figure 9.
  • the known type of turbine engine 1 whose front part is schematically and partially shown in FIG. 1, comprises a longitudinal axis LL.
  • This front portion essentially comprises a tubular air inlet 2 and a blower 3.
  • the tubular air inlet 2 has a leading edge 4 and is provided with a tubular metal inner wall 5, for example made of aluminum, internally carrying a tubular acoustic attenuation coating 6.
  • An outer cover 7 surrounds said air inlet and delimits with said inner wall 5 a chamber 8 with an annular section, closed by an annular rear wall 9 on the opposite side to said leading edge 4.
  • the fan 3 comprises blades 10 and is surrounded by a fan casing 11 constituted by a metal tubular piece 12, for example made of aluminum, and internally carrying a tubular acoustic attenuation coating 13.
  • the rear end 2R of the air inlet 2 and the front end 1 1A of the fan casing January 1 are assembled to one another along a joint plane J.
  • the assembly of the rear ends 2R and before 11A is obtained by two cooperating annular flanges 14 and 15 projecting outwardly from the inner wall 5 and the tubular part. 12 and pressed against each other by bolts 16 of axes 11 parallel to the longitudinal axis LL and through bores 17 and 18 opposite, made in said flanges 14 and 15.
  • the annular flange 14 is attached to the inner wall 5 and is secured thereto by bolts 19 and 20.
  • the flange 15 is machined in one piece with the workpiece tubular 12.
  • each bolt 1 6 is associated with a ring 21 traversed by said bolt 16 and secured thereto by the flange 15.
  • the rings 21 are made so that they can be compressed axially plastically. Thus, when a blade 10 of the fan 3 breaks and hits the casing 11, the energy of the percussion can be at least partly absorbed by said rings 21.
  • FIGS. 3 to 8 show, in a view comparable to FIG. 2, exemplary embodiments according to the present invention in which the internal wall of the air inlet 2 and the fan casing 11 are made by tubular parts. of composite fiber / resin material, respectively 5.1 to 5.6 and 12.1 to 12.6, devoid of projecting flanges at the ends 2R and 1 1A and assembled by fastening elements 22.1 to 22.3 and 32.4, 34.4 orthogonal to the longitudinal axis LL of the turbine engine 1.
  • the composite tubular piece 5.1 forming the inner wall of the air inlet 2 and carrying the internal acoustic attenuation coating 6, has a diameter smaller than that of the tubular piece composite 12.1, forming the fan casing 11 and carrying the internal acoustic attenuation coating 13, so that the 5.1 R rear end of the composite part 5.1 can penetrate, preferably soft friction, in the front end 12.1 A of the composite part 12.1.
  • the composite parts 5.1 and 12.1 are assembled by transverse bolts 22.1, whose x.1 -x.1 axes are orthogonal to the longitudinal axis L-L of the turbine engine 1 and which cross the 5.1 R ends and 12.1 A opposite.
  • the nuts 23.1 of the bolts 22.1 are made prisoner of the inner wall of the composite part 5.1, for example by screws 24.1, only represented by center lines.
  • the composite tubular piece 5.2 forming the inner wall of the air inlet 2 and carrying the internal acoustic attenuation coating 6, has a diameter greater than that of the tubular part.
  • composite 12.2 forming the fan casing 11 and carrying the acoustic attenuation coating.
  • the rear end 5.2R of the composite part 5.2 is internally conical, while the front end 12.2A of the composite part 12.2 is externally conical.
  • the front end 12.2A can enter the rear end 5.2R, the contact surface 25 of said ends then being tapered.
  • the composite parts 5.2 and 12.2 are assembled by transverse bolts 22.2, whose x.2-x.2 axes are orthogonal to the longitudinal axis LL of the turbine engine 1 and which cross the ends 5.2R and 12.2A opposite.
  • the nuts 23.2 of the bolts 22.2 are trapped 26.2 parts reported inside the front end 12.2A.
  • transverse bolts 22.3 whose x.3-x.3 axes are orthogonal to the longitudinal axis L-L of the turbine engine 1 and which serve to secure said composite parts 5.3 and 12.3.
  • the nuts 23.3 of the bolts 22.3 are trapped in parts 26.3 attached to the front end 12.3A.
  • the rear end 5.4R of a composite part 5.4 forming the internal air intake wall 2 and carrying the acoustic attenuation coating 6, and the front end 12.4A of a composite part 12.4, forming the fan casing 1 1 and carrying the acoustic attenuation coating 13, are connected to each other by means of a connecting ring 30 in the ends. opposite sides of which they fit together.
  • the connecting ring 30 has a transverse wall 31, at least approximately representing the joint plane J, and transverse bolts 32.4, 33.4 and 35.4, whose respective axes x4-x4, x5-x5 and x6-x6 are orthogonal to the longitudinal axis LL of the turbine engine 1, ensure the joining of the parts 5.4 and 12.4 via said connecting ring 30.
  • At least some of the nuts of the bolts 32.4, 33.4 and 34.4 are prisoners of the room 5.4 or the room 12.4 and the annular rear wall 9 can be secured to the piece 5.4 by the bolts 34.4.
  • FIG. 7 is very close to that of FIG. 6, with the difference that the connecting ring 35, which replaces the fitting ring 30, does not have a transverse wall (similar to the wall 31 ).
  • FIGS. 8, 9 and 11 the rearward ends 5.6R and before 12.6R of two tubular composite parts 5.6 and 12.6 (respectively forming the inner wall of the inlet d 2 and the fan casing 1 1 and respectively bearing acoustic attenuation coatings 6 and 13) are secured to one another by a connecting ring 36 without transverse wall and by bolts 32.4, 33.4 and 34.4 .
  • the bolts 32.4 which secure the ring 36 of the composite part 12.6, are connected to the connecting ring 36 by plastically deformable members 37.
  • Each member 37 comprises a central ring 38 intended to be crossed by a bolt 32.4 and connected to an outer ring 39 by plastically deformable spokes 40, said outer ring being adapted to be secured to the ring 36, for example in holes 41 thereof.
  • the ring 36 may allow, by nature or by conformation, a plastic deformation in case of blade rupture.
  • FIGS. 8, 9 and 11 comprises centering fingers 42, making it possible to precisely fix the relative position of the pieces 12.6 and 5.6 around the longitudinal axis LL. .
  • Some of the bores traversed by said fasteners may be oblong to partially absorb percussion energy in case of breakage of a blade 10.
  • the air intake according to the present invention has no impedance break, which improves the overall attenuation of the acoustic treatment.

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Abstract

- Selon l'invention, la paroi interne (5.1 ) de l'entrée d'air (2) et le carter (12.1 ) de la soufflante (3) sont des pièces de matière composite fibres/résine, assemblées par leurs extrémités (5.1 R) et (12.1A) en regard.

Description

turbomoteur pour aéronef.
La présente invention concerne les turbomoteurs pour aéronef et, plus spécialement, le raccord entre l'entrée d'air et le carter de soufflante d'un tel turbomoteur.
Dans les turbomoteurs connus, la paroi interne de l'entrée d'air et le carter de la soufflante sont métalliques et l'extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air et l'extrémité avant dudit carter de soufflante portent des brides périphériques saillantes coopérantes permettant la solidarisation de ladite entrée d'air et dudit carter à l'aide d'éléments de fixation (vis, boulons, ...) dont les axes sont parallèles à l'axe longitudinal du turbomoteur et qui traversent lesdites brides.
Etant donné les propriétés mécaniques, thermiques et massiques des matières composites fibres/résine, il serait avantageux de pouvoir réaliser entièrement ladite paroi interne de l'entrée d'air et ledit carter de soufflante sous la forme de pièces d'une telle matière composite. Toutefois, les essais effectués dans ce sens ne se sont pas révélés intéressants du fait que, à l'usage, il se produit un délaminage des fibres au niveau du coude de raccord à 90° entre lesdites brides périphériques et le reste tu- bulaire de ladite paroi interne et dudit carter, délaminage qui entraîne une baisse importante de la résistance mécanique desdites pièces et même la rupture de ces dernières.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient.
A cette fin, selon l'invention, le turbomoteur pour aéronef présentant un axe longitudinal et comportant :
- une entrée d'air, pourvue d'une paroi interne tubulaire ; et
- une soufflante, alimentée en air par ladite entrée d'air et enfermée dans un carter, également tubulaire, l'extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air et l'extrémité avant dudit carter de la soufflante étant solidarisées l'une de l'autre à l'aide d'éléments de fixation, tels que vis, boulons ou analogue, est remarquable en ce que :
- au moins l'une desdites pièces que sont ladite paroi interne de l'entrée d'air et ledit carter de la soufflante est réalisée en une matière composite fibres/résine ;
- ladite extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air et ladite extrémité avant dudit carter de la soufflante sont uniformes, sans saillies aptes à servir à la solidarisation de ladite paroi interne et dudit carter, telles que brides périphériques ou analogue ; et
- les axes desdits éléments de fixation font, avec ledit axe longitudinal du turbomoteur, un angle au moins égal à 60°.
Ainsi, grâce à la présente invention, on s'affranchit de la réalisation de brides de raccordement dans les pièces composites constituant ladite paroi interne d'entrée d'air et ledit carter de soufflante. On évite donc les risques de délaminage au niveau du coude de raccord desdites brides.
Ladite paroi interne de l'entrée d'air et ledit carter de soufflante peuvent tous deux être réalisés en une matière composite fibres/résine et lesdits axes des éléments de fixation peuvent au moins approximativement être orthogonaux audit axe longitudinal du turbomoteur.
Dans un premier mode de réalisation de la présente invention, ladite extrémité arrière de la paroi interne de l'entrée d'air et ladite extrémité avant du carter de la soufflante s'emboîtent l'une dans l'autre et lesdits éléments de fixation traversent les parties emboîtées desdites extrémités avant et arrière. Dans un tel emboîtement, l'extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air peut pénétrer dans l'extrémité avant dudit carter de la soufflante ou bien, au contraire, l'extrémité avant dudit carter de la soufflante pénètre dans l'extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air. De plus, ledit emboîtement peut être réalisé avec contact direct entre lesdites extrémités avant et arrière, ou bien avec interposition d'au moins une bague d'entretoise entre lesdites extrémités avant et arrière. Bien entendu, dans ce dernier cas, lesdits moyens de fixation traversent également la ou les bague(s) d'entretoise. Par ailleurs, quel que soit le mode d'emboîtement, la surface de contact peut être cylindrique ou conique.
Dans un second mode de réalisation, ladite extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air et ladite extrémité avant dudit carter de soufflante sont solidarisées l'une de l'autre par l'intermédiaire d'une couronne de raccordement (en une seule pièce ou en plusieurs segments an- gulairement répartis) dans laquelle elles pénètrent, des éléments de fixation traversent les parties en regard de ladite couronne et de ladite extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air, et d'autres éléments de fixation traversent les parties en regard de ladite couronne et de ladite extrémité avant dudit carter de la soufflante. Là également, la surface de contact entre ladite couronne de raccordement, d'une part, et ladite extrémité avant et arrière, d'autre part, peuvent être cylindriques ou coniques. Eventuellement, ladite couronne de raccordement peut comporter une cloison transversale.
Quel que soit le mode de réalisation de la présente invention, on peut prévoir que :
- au moins certains desdits éléments de fixation sont des boulons dont les écrous sont prisonniers de l'une ou l'autre desdites extrémités avant et arrière ;
- au moins certains desdits éléments de fixation sont reliés à une desdites extrémités avant ou arrière par l'intermédiaire d'organes plastique- ment déformables permettant d'absorber au moins en partie l'énergie d'une percussion du carter de soufflante par une pale brisée de cette dernière ;
- des moyens de centrage permettent de positionner de façon précise, autour de l'axe longitudinal du turbomoteur, l'une desdites extrémités avant ou arrière par rapport à l'autre.
La matière composite constituant ladite paroi interne de l'entrée d'air et ledit carter de la soufflante peut comporter des fibres de carbone, de bore, de verre, de carbure de silicium, etc ... et ladite paroi interne et ledit carter peuvent être obtenus par tout procédé connu (enroulement filamentaire, bobinage, dépose de fibres imprégnées ou de tissus imprégnés, etc.).
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 montre, en demi-coupe schématique partielle, la partie avant d'un turbomoteur connu.
La figure 2 montre, également en demi-coupe schématique partielle, un exemple de solidarisation entre l'extrémité arrière de l'entrée d'air et l'extrémité avant du carter de soufflante, dans le turbomoteur connu de la figure 1 .
Les figures 3 à 8 illustrent plusieurs exemples de solidarisation entre l'extrémité arrière de l'entrée d'air et l'extrémité avant du carter de soufflante dans un turbomoteur conforme à la présente invention.
La figure 9 est une vue de dessus partielle de l'exemple de solidarisation de la figure 8.
La figure 10 est une vue en plan d'une bague plastiquement dé- formable, utilisée dans l'exemple de réalisation de la figure 8.
La figure 1 1 correspond à une coupe selon la ligne Xl-Xl de la figure 9. Le turbomoteur de type connu 1 , dont la partie avant est schéma- tiquement et partiellement montrée par la figure 1 , comporte un axe longitudinal L-L. Cette partie avant comporte essentiellement une entrée d'air tubulaire 2 et une soufflante 3.
L'entrée d'air tubulaire 2 présente un bord d'attaque 4 et elle est pourvue d'une paroi interne tubulaire métallique 5, par exemple en aluminium, portant intérieurement un revêtement tubulaire d'atténuation acoustique 6. Un capot externe 7 entoure ladite entrée d'air et délimite avec ladite paroi interne 5 une chambre 8 à section annulaire, obturée par une cloison arrière annulaire 9 du côté opposé audit bord d'attaque 4.
La soufflante 3 comporte des pales 10 et est entourée par un carter de soufflante 1 1 constitué par une pièce tubulaire métallique 12, par exemple en aluminium, et portant intérieurement un revêtement tubulaire d'atténuation acoustique 13.
L'extrémité arrière 2R de l'entrée d'air 2 et l'extrémité avant 1 1A du carter de soufflante 1 1 sont assemblées l'une à l'autre le long d'un plan de joint J.
Comme cela est montré à grande échelle sur la figure 2, l'assemblage des extrémités arrière 2R et avant 1 1 A est obtenu par deux brides annulaires coopérantes 14 et 15 faisant saillie vers l'extérieur de la paroi interne 5 et de la pièce tubulaire 12 et pressées l'une contre l'autre par des boulons 16 d'axes l-l parallèles à l'axe longitudinal L-L et traversant des perçages 17 et 18 en regard, pratiqués dans lesdites brides 14 et 15. Dans l'exemple de réalisation connu de la figure 2, la bride annulaire 14 est rapportée à la paroi interne 5 et est solidarisée de celle-ci par des boulons 19 et 20. Au contraire, dans cet exemple, la bride 15 est usinée d'une seule pièce avec la pièce tubulaire 12.
Par ailleurs, à chaque boulon 1 6 est associée une bague 21 , traversée par ledit boulon 16 et solidarisée par lui de la bride 15. Les bagues 21 sont réalisées de façon à pouvoir être comprimées axialement de façon plastique. Ainsi, lorsqu'une pale 10 de la soufflante 3 se brise et vient heurter le carter 1 1 , l'énergie de la percussion peut être au moins en partie absorbée par lesdites bagues 21 .
Les figures 3 à 8 montrent, en vue comparable à la figure 2, des exemples de réalisation conformes à la présente invention dans lesquels la paroi interne de l'entrée d'air 2 et le carter de soufflante 1 1 sont réalisés par des pièces tubulaires de matière composite fibres/résine, respectivement 5.1 à 5.6 et 12.1 à 12.6, dépourvues de brides saillantes aux extrémité 2R et 1 1 A et assemblées par des éléments de fixation 22.1 à 22.3 et 32.4, 34.4 orthogonaux à l'axe longitudinal L-L du turbomoteur 1.
Dans l'exemple de réalisation de la figure 3, la pièce tubulaire composite 5.1 , formant la paroi interne de l'entrée d'air 2 et portant le revêtement d'atténuation acoustique interne 6, présente un diamètre inférieur à celui de la pièce tubulaire composite 12.1 , formant le carter de soufflante 1 1 et portant le revêtement d'atténuation acoustique interne 13, de sorte que l'extrémité arrière 5.1 R de la pièce composite 5.1 peut pénétrer, de préférence à frottement doux, dans l'extrémité avant 12.1 A de la pièce composite 12.1 . Les pièces composites 5.1 et 12.1 sont assemblées par des boulons transversaux 22.1 , dont les axes x.1 -x.1 sont orthogonaux à l'axe longitudinal L-L du turbomoteur 1 et qui traversent les extrémités 5.1 R et 12.1 A en regard. Les écrous 23.1 des boulons 22.1 sont rendus prisonniers de la paroi interne de la pièce composite 5.1 , par exemple par des vis 24.1 , seulement représentées par des traits d'axe.
Dans la variante de réalisation illustrée par la figure 4, la pièce tubulaire composite 5.2, formant la paroi interne de l'entrée d'air 2 et portant le revêtement d'atténuation acoustique interne 6, a un diamètre supérieur à celui de la pièce tubulaire composite 12.2, formant le carter de soufflante 1 1 et portant le revêtement d'atténuation acoustique 13. De plus, l'extrémité arrière 5.2R de la pièce composite 5.2 est intérieurement conique, alors que l'extrémité avant 12.2A de Ia pièce composite 12.2 est extérieurement conique. Ainsi, l'extrémité avant 12.2A peut pénétrer dans l'extrémité arrière 5.2R, la surface de contact 25 desdites extrémités étant alors conique. Les pièces composites 5.2 et 12.2 sont assemblées par des boulons transversaux 22.2, dont les axes x.2-x.2 sont orthogonaux à l'axe longitudinal L-L du turbomoteur 1 et qui traversent les extrémités 5.2R et 12.2A en regard. Les écrous 23.2 des boulons 22.2 sont prisonniers de pièces 26.2 rapportées à l'intérieur de l'extrémité avant 12.2A.
L'assemblage représenté schématiquement sur la figure 5 comporte une pièce tubulaire composite 5.3, formant la paroi interne de l'entrée d'air 2 et portant le revêtement d'atténuation acoustique interne 6, et une pièce tubulaire composite 12.3, formant le carter de soufflante 1 1 et portant Ie revêtement d'atténuation acoustique 13. L'extrémité arrière 5.3R de la pièce 5.3 entoure l'extrémité avant 12.3A de la pièce 12.3 avec jeu et un système de cales cylindriques 27, 28 à surface de joint conique 29 est interposée entre lesdites extrémités 5.3R et 12.3A. Ces dernières et les cales 27 , 28 sont traversées par des boulons transversaux 22.3, dont les axes x.3-x.3 sont orthogonaux à l'axe longitudinal L-L du turbomoteur 1 et qui servent à solidariser lesdites pièces composites 5.3 et 12.3. Les écrous 23.3 des boulons 22.3 sont prisonniers de pièces 26.3 rapportées à l'extrémité avant 12.3A.
Dans l'exemple de réalisation de la figure 6, l'extrémité arrière 5.4R d'une pièce composite 5.4, formant la paroi interne d'entrée d'air 2 et portant le revêtement d'atténuation acoustique 6, et l'extrémité avant 12.4A d'une pièce composite 12.4, formant le carter de soufflante 1 1 et portant le revêtement d'atténuation acoustique 13, sont assemblées l'une à l'autre par l'intermédiaire d'une couronne de raccord 30 dans les extré- mités opposées de laquelle elles s'emboîtent. La couronne de raccord 30 comporte une paroi transversale 31 , représentant au moins approximativement le plan de joint J, et des boulons transversaux 32.4, 33.4 et 35.4, dont les axes respectifs x4-x4, x5-x5 et x6-x6 sont orthogonaux à l'axe longitudinal L-L du turbomoteur 1 , assurent la solidarisation des pièces 5.4 et 12.4 par l'intermédiaire de ladite couronne de raccord 30. Au moins certains des écrous des boulons 32.4, 33.4 et 34.4 sont prisonniers de la pièce 5.4 ou de la pièce 12.4 et la cloison arrière annulaire 9 peut être solidarisée de la pièce 5.4 par les boulons 34.4.
L'exemple de réalisation de la figure 7 est très proche de celui de la figure 6, à la différence près que la couronne de raccord 35, qui remplace la couronne de raccord 30, ne comporte pas de paroi transversale (semblable à la paroi 31 ).
Il en est de même de l'exemple de réalisation des figures 8, 9 et 1 1 , dans lequel les extrémités arrière 5.6R et avant 12.6R de deux pièces composite tubulaires 5.6 et 12.6 (formant respectivement la paroi interne de l'entrée d'air 2 et le carter de soufflante 1 1 et portant respectivement des revêtements d'atténuation acoustique 6 et 13) sont solidarisés l'une de l'autre par une couronne de raccord 36 sans paroi transversale et par des boulons 32.4, 33.4 et 34.4. Dans ce dernier mode de réalisation, les boulons 32.4, solidarisant la couronne 36 de la pièce composite 12.6, sont reliés à la couronne de raccord 36 par des organes plastiquement dé- formables 37. Chaque organe 37 comporte une bague centrale 38, destinée à être traversée par un boulon 32.4 et reliée à une bague externe 39 par des rayons plastiquement déformables 40, ladite bague externe étant apte à être solidarisée de la couronne 36, par exemple dans des perçages 41 de celle-ci. Ainsi, lorsqu'une pale 10 de la soufflante 3 se brise et vient heurter le carter de soufflante 1 1 (pièce 12.6), l'énergie de la percussion est absorbée par la déformation des rayons 40.
Par ailleurs, la couronne 36 peut permettre, par nature ou par conformation, une déformation plastique en cas de rupture de pale.
De plus, comme illustré schématiquement par la figure 1 1 , le mode de réalisation des figures 8, 9 et 1 1 comporte des doigts centreurs 42, permettant de fixer avec précision la position relative des pièces 12.6 et 5.6 autour de l'axe longitudinal L-L.
Certains des alésages traversés par lesdits éléments de fixation peuvent être oblongs pour permettre d'absorber partiellement l'énergie de percussion en cas de rupture d'une pale 10.
Par ailleurs, on remarquera que l'entrée d'air conforme à la présente invention ne présente aucune rupture d'impédance, ce qui permet d'améliorer l'atténuation globale du traitement acoustique.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Turbomoteur (1 ) pour aéronef, présentant un axe longitudinal (L-L) et comportant :
- une entrée d'air (2), pourvue d'une paroi interne tubulaire (5) ; et
- une soufflante (3), alimentée en air par ladite entrée d'air (2) et enfermée dans un carter, également tubulaire, l'extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air (2) et l'extrémité avant dudit carter de la soufflante (3) étant solidarisées l'une de l'autre à l'aide d'éléments de fixation, tels que vis, boulons ou analogue, caractérisé en ce que :
- au moins l'une desdites pièces que sont ladite paroi interne (5.1 à 5.6) de l'entrée d'air (2) et ledit carter (12.1 à 12.6) de la soufflante (3) est réalisée en une matière composite fibres/résine ;
- ladite extrémité arrière (5.1 R à 5.6R) de ladite paroi interne de l'entrée d'air et ladite extrémité avant (12.1A à 12.6A) dudit carter de la soufflante sont uniformes, sans saillies aptes à servir à la solidarisation de ladite paroi interne et dudit carter, telles que brides périphériques ou analogue ; et
- les axes (x1 -x1 à x6-x6) desdits éléments de fixation font, avec ledit axe longitudinal (L-L) du turbomoteur (1 ), un angle au moins égal à 60°.
2. Turbomoteur selon la revendication 1 , caractérisé en ce que ladite paroi interne (5.1 à 5.6) de l'entrée d'air (2) et ledit carter (12.1 à 12.6) de la soufflante (3) sont réalisés en une matière composite fibres/résine.
3. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que les axes (x1-x1 à x6-x6) desdits éléments de fixation sont au moins approximativement orthogonaux audit axe longitudinal (L-L) du turbomoteur (1 ).
4. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'extrémité arrière (5.1 R à 5.3R) de la paroi interne de l'entrée d'air (2) et l'extrémité avant (12.1 A à 12.3A) du carter de la soufflante (3) s'emboîtent l'une dans l'autre et les éléments de fixation traversent lesdites extrémités avant et arrière.
5. Turbomoteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'extrémité arrière (5.1 R) de ladite paroi interne de l'entrée d'air (2) pénètre dans l'extrémité avant (12.1 A) dudit carter de la soufflante (3).
6. Turbomoteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'extrémité avant (12.1A, 12.3A) dudit carter de la soufflante (3) pénètre dans l'extrémité arrière (5.2R, 5.3R) de ladite paroi interne de l'entrée d'air (2).
7. Turbomoteur selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que lesdites extrémités avant et arrière emboîtées (5.1 R, 5.2R - 12.1 A, 12.2A) sont en contact direct.
8. Turbomoteur selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce qu'au moins une bague d'entretoise (27, 28) est disposée entre lesdites extrémités avant et arrière emboîtées et en ce que les- dits éléments de fixation traversent ladite bague d'entretoise.
9. Turbomoteur selon l'une des revendications 4 à 8, caractérisé en ce que la surface d'emboîtement (25, 29) desdites extrémités avant et arrière est cylindrique.
10. Turbomoteur selon l'une des revendications 4 à 8, caractérisé en ce que la surface d'emboîtement (25, 29) desdites extrémités avant et arrière est conique.
1 1 . Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ladite extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air et ladite extrémité avant dudit carter de soufflante sont soli- darisées l'une de l'autre par l'intermédiaire d'une couronne de raccordement (30, 35, 36) dans laquelle elles pénètrent, en ce que des éléments de fixation traversent les parties en regard de ladite couronne (30, 35, 36) et de ladite extrémité arrière de ladite paroi interne de l'entrée d'air, et en ce que d'autres éléments de fixation traversent les parties en regard de ladite couronne (30, 35, 36) et de ladite extrémité avant dudit carter de la soufflante.
12. Turbomoteur selon Ia revendication 1 1 , caractérisé en ce que ladite couronne est constituée d'au moins deux segments.
13. Turbomoteur selon la revendication 1 1 , caractérisé en ce que ladite couronne (30) comporte une cloison transversale (31 ).
14. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 13, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits éléments de fixation sont des boulons dont les écrous (23.1 à 23.3) sont prisonniers de l'une ou l'autre desdites extrémités avant et arrière.
15. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 14, caractérisé en ce qu'au moins certains desdits éléments de fixation sont reliés à une desdites extrémités avant ou arrière par l'intermédiaire d'organes plastiquement déformables (37) permettant le basculement d'une desdites extrémités avant ou arrière par rapport à l'autre.
16. Turbomoteur selon l'une des revendications 1 à 15, caractérisé en ce que des moyens de centrage (42) sont prévus pour positionner, autour de l'axe longitudinal du turbomoteur, l'une desdites extrémités avant ou arrière par rapport à l'autre.
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