FR3023260A1

FR3023260A1 - Ensemble propulsif d'aeronef

Info

Publication number: FR3023260A1
Application number: FR1456408A
Authority: FR
Inventors: Francois Bellet; Cedric Renault; Jeremie Rabineau
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2014-07-03
Filing date: 2014-07-03
Publication date: 2016-01-08
Anticipated expiration: 2034-07-03
Also published as: US20170101895A1; US9963999B2; FR3023260B1; WO2016001581A1

Abstract

L'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur (2) à double flux équipé d'une nacelle (3), le turboréacteur comportant une portion définissant une première partie de la veine annulaire (54) destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une portion définissant une deuxième partie de la veine annulaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la portion de la nacelle (3) définissant la deuxième partie de la veine annulaire (54) est fixée au moteur (2) de telle sorte que les deux portions sont décalées angulairement lorsque le moteur (2) est à l'arrêt

Description

L'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'un aéronef, l'ensemble propulsif étant constitué d'un turboréacteur et d'une nacelle. Un aéronef est propulsé par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle, chaque nacelle abritant en outre un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux de gaz chauds (également dénommé flux primaire) et un flux d'air froid (également dénommé flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre deux parois concentriques de la nacelle. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Une nacelle de turboréacteur présente généralement une structure tubulaire comportant : - 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 médiane présente généralement une structure externe, dite « Outer Fixed Structure » (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite « Inner Fixed Structure » (IFS), la veine annulaire servant à canaliser le flux d'air froid. Chaque ensemble propulsif de l'avion est ainsi formé par une 30 nacelle et un turboréacteur, et est suspendu à une structure fixe de l'avion, par exemple sous une aile ou sur le fuselage, par l'intermédiaire d'un pylône ou d'un mât rattaché au turboréacteur ou à la nacelle. On constate donc qu'un ensemble propulseur d'avion intègre des sous ensembles fonctionnels susceptibles d'entrer dans des mouvements 35 relatifs, et entre lesquels il convient de gérer l'étanchéité.

En particulier, il importe que la section arrière de la nacelle, qui délimite la veine secondaire, puisse canaliser le flux d'air froid sans fuite vers le turboréacteur. Une telle fuite serait particulièrement néfaste, car une nacelle est conçue et dimensionnée pour résister à la pression exercée par le flux froid, 5 dans le cas où celui-ci est correctement canalisé. En revanche, la nacelle n'est pas conçue pour résister aux efforts générés par la pression exercée par une fuite d'air de la veine secondaire vers le turboréacteur. Une telle fuite peut ainsi conduire à un arrachement de la structure interne de la nacelle. Au vu de ces contraintes, il est donc indispensable de prévoir une barrière d'étanchéité entre 10 la partie amont de la section arrière et le turboréacteur, afin de prévenir toute fuite de la veine secondaire vers le turboréacteur. Cependant, l'étanchéité entre les deux capots et le turboréacteur présente une problématique particulière. Tout d'abord, les éléments constituant la section arrière de la nacelle sont, en fonctionnement, animés de 15 mouvements axiaux et radiaux par rapport au turboréacteur. Compte tenu de la grande dimension des pièces concernées, ces mouvements relatifs peuvent, en fonctionnement, aboutir à des déplacements importants. D'autre part, en fonctionnement, durant les phases de vol, le moteur subit également des déformations importantes. En particulier, les efforts 20 de torsion générés par la rotation à très haut régime des aubes de la soufflante conduisent le moteur à se déformer autour de son axe longitudinal. Ce mouvement de torsion, connu sous le nom de « fan twist », conduit à un décalage angulaire entre les parties avant (carter de soufflante) et arrière (chambre de combustion) du moteur. 25 Ce décalage angulaire est par conséquent également induit entre le carter de soufflante et l'IFS. Un joint interposé entre l'IFS et le turboréacteur doit donc créer une barrière d'étanchéité quelle que soit la position relative de L'IFS par rapport au turboréacteur, et pour cela, doit présenter une grande amplitude d'écrasement. 30 Toutefois, même en prévoyant un tel joint, la déformation angulaire du moteur en fonctionnement présente des inconvénients, parmi lesquels la diminution des qualités aérodynamiques de la veine secondaire. En effet, l'alignement de l'IFS et du carter de soufflante, qui est correct lorsque le moteur est à l'arrêt, devient défectueux en vol. 35 L'invention se propose de résoudre ces inconvénients.

A cet effet, l'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur à double flux équipé d'une nacelle, le turboréacteur comportant une portion définissant une première partie de la veine annulaire destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une portion définissant une deuxième partie de la veine annulaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la portion de la nacelle définissant la deuxième partie de la veine annulaire est fixée au moteur de telle sorte que les deux portions sont décalées angulairement lorsque le moteur est à l'arrêt. Ainsi, en prévoyant un décalage initial entre la partie de la veine annulaire délimitée par le moteur et la partie de la veine annulaire délimitée par la nacelle, on tient compte de la déformation en torsion subie par le moteur durant les phases de vol. En d'autres termes, l'alignement entre les deux parties de la veine annulaire est volontairement dégradée lorsque le moteur est à l'arrêt, afin d'être optimisée lorsque le moteur est en régime de croisière.

Dans une réalisation, la première partie de la veine annulaire est délimitée par un carter de soufflante et des panneaux internes du moteur. Dans une réalisation, la deuxième partie de la veine annulaire est délimitée par la section arrière de la nacelle. Dans une réalisation, la deuxième partie de la veine annulaire est 20 délimitée par une structure fixe interne et une structure fixe externe. Dans une réalisation, un joint est interposé entre la structure fixe interne et les panneaux internes du moteur. Dans une réalisation, la valeur de décalage angulaire est comprise entre 5° et 10°. 25 La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels : - la figure 1, représente un exemple de réalisation d'ensemble propulsif conforme à l'invention ; 30 - les figures 2a et 2b représentent une vue schématique d'une section d'un carter de soufflante d'un turboréacteur, respectivement à l'arrêt et en fonctionnement ; - les figures 3a et 3b représentent une vue schématique d'une section d'un ensemble propulsif, respectivement à l'arrêt et en 35 fonctionnement ; les figures 4a et 4b représentent une vue schématique d'une section d'un ensemble propulsif conforme à l'invention, respectivement à l'arrêt et en fonctionnement. La figure 1 montre une vue éclatée d'un ensemble propulsif 1, 5 comportant un turboréacteur 2 à double flux et une nacelle 3. Le turboréacteur 2 comporte un carter de soufflante 21, de forme générale cylindrique de section circulaire, et entourant la soufflante du turboréacteur, dont la rotation sert notamment à générer le flux secondaire. La nacelle 3 comporte une entrée d'air 31, une section médiane 10 comportant dans l'exemple deux capots de soufflante 32, et une section arrière, comportant dans l'exemple deux demi-parties 33 sensiblement hémisphériques. Enfin, la nacelle comporte une tuyère d'éjection 34. Les figures 2a et 2b représentent une section schématique d'un carter de soufflante d'un turboréacteur double flux conventionnel, la section 15 étant située en aval des aubes de la soufflante. Les figures 2a et 2b représentent la même section, respectivement lorsque le moteur est à l'arrêt et lorsqu'il est en fonctionnement, en régime de croisière. Les figures 2a et 2b montrent ainsi le carter de soufflante 41, et les panneaux moteur 42, 43. Ces panneaux moteur 42, 43 définissent avec le carter de soufflante 41 une portion 20 amont de la veine annulaire 44 destinée à canaliser le flux secondaire. La comparaison des figures 2a (moteur à l'arrêt) et 2b (moteur en régime de croisière) montre les conséquences de l'effet « fan twist » évoqué plus haut. Sur la figure 2b, on peut voir que les panneaux moteur 42, 43 présentent un décalage angulaire par rapport à leur position de la figure 2a. Ce 25 décalage angulaire est dû à la déformation du moteur sous l'effet des efforts de torsion induits par la rotation de la soufflante (dont le sens de rotation est matérialisé sur la figure 2b par la flèche F). Ce décalage angulaire dépend de la vitesse de rotation de la soufflante et peut atteindre des valeurs comprises entre 5° et 10°. 30 Les figures 3a et 3b représentent des sections identiques à celles des figures 2a et 2b, mais sur lesquelles on a représenté les parties de la structure interne fixe 45 (ou IFS 45) de la nacelle situées en regard des panneaux moteur 42, 43, ainsi que le joint d'étanchéité 46 interposé entre les panneaux moteur 42, 43 et l'IFS 45. Ce joint d'étanchéité 46 assure 35 l'étanchéité entre la partie amont (délimitée par le carter de soufflante et les panneaux moteur) et la partie aval (délimitée par la section arrière de la nacelle) de la veine annulaire. La comparaison des figures 3a et 3b montre les conséquences de l'effet « fan twist » sur un turboréacteur conventionnel équipé de sa nacelle. On voit en effet sur la figure 3a que l'alignement entre les parties de l'IFS 45 en regard des panneaux moteur 42, 43 et ces panneaux moteur est 5 correct lorsque le moteur est à l'arrêt. Dans ces conditions, le joint 46 présente un écrasement sensiblement uniforme, et les qualités aérodynamiques de la veine annulaire 44 sont maximales. Lorsque le moteur est en fonctionnement, l'effet « fan twist » n'implique une déformation angulaire que sur le moteur : la section arrière de la nacelle, et donc l'IFS 45, n'est pas soumise aux efforts 10 induits par la rotation des aubes de la soufflante. Lorsque le moteur est en fonctionnement, Il se produit donc un décalage angulaire entre les panneaux moteur 42, 43 et l'IFS 45, qui se traduit par un écrasement très inégal du joint 46. Comme on peut l'observer sur la figure 3b, le joint 46 subit une compression très élevée dans les zones A où la 15 distance entre les panneaux moteur 42, 43 et l'IFS diminue du fait de la déformation angulaire du moteur. A l'inverse, le joint 46 subit une compression nulle ou très faible dans les zones B où la distance entre les panneaux moteur 42, 43 et l'IFS augmente. Ces efforts de compression sur le joint, générant des valeurs 20 d'écrasement très inégalement réparties, représentent un inconvénient majeur, car il est nécessaire de prévoir un joint apte à subir de très grandes amplitudes de déformation. En outre, le joint doit pouvoir présenter une étanchéité satisfaisante sur toute la plage de déformation. Ainsi, le joint doit présenter des performances d'étanchéité satisfaisantes pour des valeurs de déformation 25 comprises entre 10% et 60%, alors que la déformation optimale d'un joint correspond normalement à une valeur d'environ 35%. La nécessité de prévoir un joint tenant compte de l'ensemble de ces contraintes impacte à la fois le coût et le poids de l'ensemble. Les figures 4a et 4b représentent des sections analogues à celles 30 des figures 3a et 3b, mais réalisées sur un ensemble propulsif conforme à l'invention tel que représenté à la figure 1. Les figures 4a et 4b montrent ainsi un carter de soufflante 51, délimitant avec des panneaux moteur 52, 53 une veine annulaire 54, destinée à canaliser le flux secondaire. Les figures 4a et 4b montrent également les parties de la structure interne fixe 55 (ou IFS 55) de la 35 section arrière de la nacelle, ainsi que le joint 56 interposé entre les panneaux moteur 52, 53 et l'IFS 55.

Conformément à l'invention, l'IFS est conformé pour que son alignement avec les panneaux moteur 52, 53 soit optimal en condition de fonctionnement, et plus particulièrement lorsque le moteur est en régime de croisière. Plus précisément, lorsque le moteur est à l'arrêt, il existe un décalage angulaire entre l'IFS 55 et les panneaux moteur 52, 53, ce décalage étant tel que la déformation en torsion du moteur en régime de croisière, comme on peut l'observer sur la figure 4b, va annuler ce décalage angulaire. Ainsi, la sollicitation du joint 56 et les qualités aérodynamiques de la veine annulaire 54 seront optimales en régime de croisière. On voit ainsi sur la figure 4B que la déformation du joint 56 est très homogène. En revanche, la déformation du joint 56 est très inégale lorsque le moteur est à l'arrêt, ce que l'on peut observer sur la figure 4a. Ainsi, la sollicitation du joint 56 et les qualités aérodynamiques sont (volontairement) dégradées lorsque le moteur est à l'arrêt. Mais cette dégradation volontaire, d'une part ne présente aucun inconvénient particulier, et, d'autre part, permet d'optimiser les qualités aérodynamiques de la veine annulaire 54 et la sollicitation du joint 56 en conditions de vol. Cela permet notamment un gain sur la consommation du moteur et, en outre, permet de dimensionner le joint de manière moins contraignante.

Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS1. Ensemble propulsif d'aéronef, comportant un turboréacteur (2) à double flux équipé d'une nacelle (3), le turboréacteur comportant une portion 5 définissant une première partie de la veine annulaire (54) destinée à canaliser le flux secondaire, la nacelle comportant une portion définissant une deuxième partie de la veine annulaire, l'ensemble étant caractérisé en ce que la portion de la nacelle (3) définissant la deuxième partie de la veine annulaire (54) est fixée au moteur (2) de telle sorte que les deux portions sont décalées 10 angulairement lorsque le moteur (2) est à l'arrêt.
2. Ensemble propulsif selon la revendication 1, dans laquelle la première partie de la veine annulaire est délimitée par un carter de soufflante (21) et des panneaux internes (52, 53) du moteur. 15
3. Ensemble propulsif selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la deuxième partie de la veine annulaire est délimitée par la section arrière (33) de la nacelle. 20
4. Ensemble propulsif selon la revendication 3, dans laquelle la deuxième partie de la veine annulaire est délimitée par une structure fixe interne (55) et une structure fixe externe.
5. Ensemble selon la revendication 4, dans lequel un joint (56) est 25 interposé entre la structure fixe interne (55) et les panneaux internes du moteur (52, 53).
6. Ensemble propulsif selon la revendication 1, dans laquelle la valeur de décalage angulaire est comprise entre 5° et 10°. 30