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WO2010066957A1 - Nacelle de turboreacteur a section de tuyere variable - Google Patents

Nacelle de turboreacteur a section de tuyere variable Download PDF

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Publication number
WO2010066957A1
WO2010066957A1 PCT/FR2009/001107 FR2009001107W WO2010066957A1 WO 2010066957 A1 WO2010066957 A1 WO 2010066957A1 FR 2009001107 W FR2009001107 W FR 2009001107W WO 2010066957 A1 WO2010066957 A1 WO 2010066957A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
nacelle
drive means
anchor point
panel
connecting rod
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.)
Ceased
Application number
PCT/FR2009/001107
Other languages
English (en)
Inventor
Guy Bernard Vauchel
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.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
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 Aircelle SA filed Critical Aircelle SA
Publication of WO2010066957A1 publication Critical patent/WO2010066957A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1261—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of one series of flaps hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow

Definitions

  • the invention relates to a turbojet engine nacelle comprising a variable nozzle section.
  • An aircraft is driven by several turbojets each housed in a nacelle also housing a set of ancillary actuators related to its operation and providing various functions when the turbojet engine is in operation or stopped.
  • These ancillary actuating devices comprise in particular a mechanical system for actuating thrust reversers.
  • a nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet upstream of the turbojet engine, a median section intended to surround a fan of the turbojet engine, a downstream section housing a thrust reverser means and intended to surround the combustion chamber of the turbojet engine. , and is generally terminated by an ejection nozzle whose output is located downstream of the turbojet engine.
  • the modern nacelles are intended to house a turbofan engine capable of generating through the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from the combustion chamber of the turbojet engine, and a flow of cold air (secondary flow) flowing outside the turbojet through an annular passage, also called vein, formed between a shroud of the turbojet engine and an inner wall of the nacelle.
  • the two air flows are ejected from the turbojet engine from the rear of the nacelle.
  • the role of a thrust reverser is, during the landing of an aircraft, to improve the braking capacity thereof by redirecting forward at least a portion of the thrust generated by the turbojet engine.
  • the inverter obstructs the cold flow vein and directs the latter towards the front of the nacelle, thereby generating a counter-thrust which is added to the braking of the wheels of the aircraft.
  • the means implemented to achieve this reorientation of the cold flow vary according to the type of inverter.
  • the movable hood belongs to the rear section and has a downstream side forming an ejection nozzle for channeling the ejection of the air flows.
  • This nozzle can come in complement of a primary nozzle channeling the hot flow and is then called secondary nozzle.
  • the mobile cowl is thus equipped, as is known from document US Pat. No. 5,806,302, with at least one nozzle movable relative to said movable cowl, so as to adjust the ejection section of the annular channel as a function of the position of said nozzle.
  • the mobile nozzle is also referred to as the movable structure for adjusting the nozzle section.
  • Each moving part namely the reverse thrust cover on the one hand, and the movable nozzle on the other hand, is actuated by a dedicated actuator.
  • the French application FR 06/05512 also describes a variable nozzle system associated with a gate inverter and whose external structure completely completes the external lines of the inverter.
  • This application discloses the use of a telescopic jack with a first rod is intended to actuate the movable cover while the second rod is intended for adjusting the nozzle.
  • Such a system makes it possible to respond to the problem of the centralization of the supply and control means at a front frame on which is fixed the base of the double action actuator.
  • variable nozzles thus has a relatively complex structure and requires an additional actuation system impacting the reliability and mass of the entire nacelle.
  • the French application 08/02036 proposes a turbojet engine nacelle comprising a downstream section, equipped with a thrust reverser device comprising a movable hood extended by a nozzle section comprising at least one movably mounted panel. rotation about at least one pivot about an axis substantially perpendicular to a longitudinal axis of the nacelle, said panel being further linked to a fixed fairing structure of the turbojet engine by at least one rod mounted to rotate around anchor points respectively on the panel of the nozzle section and on the fixed structure.
  • the present invention aims to overcome the drawbacks mentioned above and relates for this purpose to a nacelle turbojet turbofan comprising a downstream section, extended at least partially by a nozzle section, said nozzle section comprising at least one panel mounted movably in rotation about at least one pivot about an axis substantially perpendicular to a longitudinal axis of the nacelle, said panel being connected to a fixed structure of the turbojet engine fairing by at least one rod mounted to rotate around anchor points respectively on the panel of the nozzle section and the fixed structure, characterized in that at least the anchor point of the connecting rod on the pivoting nozzle panel is associated with drive means.
  • a movable rod there is a variable nozzle system independent of the thrust reversal system. Moreover, it is no longer It is necessary to install double action cylinders for the reversing movable hood and the variable nozzle.
  • the system for adjusting the flaps by connecting rod is applicable to a smooth nacelle.
  • drive means are associated with the anchor point located on the fixed structure.
  • At least one anchor point of the connecting rod is retracted within its corresponding fastening structure. This reduces aerodynamic disturbances inside the vein.
  • the drive means allow a rectilinear movement of the corresponding anchor point.
  • the displacement of the anchor point is substantially radial to the nacelle.
  • the displacement of the anchor point is substantially longitudinal.
  • the drive means are drive means by reference to the corresponding anchor point of the connecting rod, said drive means comprising at least one tilter connected, on the one hand, to the point anchoring the connecting rod, and secondly, to a drive system of said rocker.
  • the drive means allow a displacement of the corresponding anchoring point in a rotational movement.
  • the driving means of the rod is electric.
  • the downstream section is equipped with a thrust reverser device comprising at least one movable cowl mounted in translation in a direction substantially parallel to a longitudinal axis of the nacelle and able to pass alternately from a closed position in which it ensures the aerodynamic continuity of the nacelle and covers the deflection means to an open position in which it discovers means of deflection.
  • a thrust reverser device comprising at least one movable cowl mounted in translation in a direction substantially parallel to a longitudinal axis of the nacelle and able to pass alternately from a closed position in which it ensures the aerodynamic continuity of the nacelle and covers the deflection means to an open position in which it discovers means of deflection.
  • the drive means is associated with at least one control means having at least two positions predetermined, such as cruising position, reduced position, increased section position, thrust reversal position.
  • the drive means is associated with at least one control means capable of controlling its position along the entire length of its travel.
  • the drive means is equipped with locking means in position of the anchor point, in particular during a thrust reversal phase.
  • the nozzle section comprises a plurality of link rods, at least one drive means being at least partially common to several panels.
  • FIG. 4 illustrates an alternative embodiment of the mode shown in Figures 1 to 3.
  • FIG. 5 illustrates a second embodiment of the invention.
  • FIG. 6 illustrates a third embodiment of the invention.
  • Figures 7 and 8 illustrate a fourth embodiment of the invention.
  • a turbojet engine nacelle is intended to constitute a substantially tubular housing for a turbofan engine (not visible) and serves to channel the air flows it generates through the blades of a fan (not shown), to namely a hot air flow passing through a combustion chamber (not shown) of the turbojet engine and a cold air flow circulating inside the turbojet engine.
  • a nacelle generally has a structure comprising a front section forming an air inlet, a central section surrounding the fan of the turbojet, and a downstream section 1 surrounding the turbojet and may include a thrust reversal system.
  • the downstream section comprises an external structure 2 possibly comprising a thrust reversal system and an internal structure 3 engine fairing defining with the external structure a vein 4 for the flow of cold flow.
  • the downstream sections shown in Figures 1 to 1 1 are downstream sections equipped with a thrust reverser device.
  • the outer structure 2 of the downstream section comprises a movable cowl 5 mounted movably along a substantially longitudinal axis of the nacelle between a closed position in which the movable cowl 5 ensures the aerodynamic continuity of the nacelle and a position of opening in which the movable cover 5 releases an opening in the nacelle and discovers cold flow inversion means (typically inversion gates, not referenced but visible behind the cylinder 6).
  • the moving cowl 5 is actuated by means of a suitable actuating means, typically one or more cylinders 6 mounted on a fixed structure 7 (front frame) of the external structure 2.
  • a suitable actuating means typically one or more cylinders 6 mounted on a fixed structure 7 (front frame) of the external structure 2.
  • a downstream section equipped with a thrust reverser device comprises two half-parts each equipped with a movable cover 5.
  • the external structure 2 of the downstream section, and in this case the moving cowl 6, is extended by a nozzle section comprising a plurality of panels 9 pivotally mounted at a downstream end of said movable cowl 5.
  • the movable hood 5 rotates a flap which at least partially closes the vein 4 and thus optimizes the inversion of the cold air flow.
  • the panels 9 can play the role of these shutters.
  • At least one connecting rod 11 comprising a first anchoring point 11a pivotally connected to said panel 9 and a second anchoring point 11b connected in a manner pivoting to the internal structure 3.
  • at least one anchor point of the connecting rod is associated with drive means.
  • a first embodiment of the invention is shown in Figures 1 to 3.
  • the second anchor point 11b of the rod 11 is connected to the internal structure 3 via a drive means 12 secured to the internal structure 3 and adapted to allow a substantially rectilinear displacement in a substantially radial direction (arrow) of the second anchor point 11 b.
  • Figure 1 shows the panel 9 in a cruising position.
  • FIG. 2 shows the panel 9 in an enlarged nozzle section position, the anchor point 11b having been moved away from the internal structure 3.
  • the drive means 12 may be associated with a control system having predetermined positions such as cruising position, maximum section position, minimum section position.
  • the control means may also be configured to allow a continuous movement between these positions and the adoption of intermediate positions.
  • the anchor foot 11b of the rod 11 is locked in a position defined by those skilled in the art.
  • the panel 9 must be able to perform the inversion without damage to the structure of the inverter. It will also be avoided that in this position the panels 9 interfere with each other. To do this, we can provide locks anchor points 11b in slightly offset positions relative to each other.
  • the optimum position of the drive system is in the axis of the connecting rod in the inverted position.
  • FIG. 4 shows an alternative embodiment of the system described for FIGS. 1 to 3 in which the second anchoring point 11b is retracted inside the internal structure 3. This prevents the anchor point 11b and a part of the drive system 12 penetrate into the vein 4 and thus generate larger aerodynamic disturbances.
  • a specific opening may be arranged in the internal structure 3 so as not to interfere with the connecting rod 11 when the panel 9 is in the inverted position. It will also be possible to provide a minimum fairing to plug the cavity formed if necessary.
  • Figure 5 shows a second embodiment.
  • the system shown in FIG. 5 differs from that represented in FIGS. 1 to 3 only in that it is the first anchoring point 1 1a of the connecting rod 1 1 which is connected to the panel 9 via a drive means 14 secured to said panel 9 and adapted to allow a substantially rectilinear movement in a substantially radial direction (arrow) of the first anchor point 1 1a.
  • the second anchor point is simply directly pivotally fixed in the internal structure 3.
  • the drive means 14 may be associated with a control means having determined positions and / or allowing its displacement on any intermediate position.
  • actuating systems can be connected to a power source continuously, even in a thrust reversal phase, or advantageously disconnected automatically during the operation.
  • An aerodynamic fairing may be provided depending on the envelope required for housing the drive means.
  • the fairing then advantageously takes the form of covering all the cases of displacement of the anchoring point of the connecting rod 11.
  • orientation of the displacement of the anchoring point is a function of the distribution of the efforts sought. In the case presented, it was chosen a direction substantially perpendicular to a plane passing through the axis of pivoting of the panel 9 in order to benefit from the greatest lever possible. Any other provision is obviously possible.
  • the anchor point 1 1 a of the rod may also be desired to integrate the anchor point 1 1 a of the rod into the thickness of the panel 9 to reduce aerodynamic disturbances in the vein 4.
  • FIG. 6 shows a third embodiment of the invention by reference to the small end.
  • training means 17a are deported and drive an end of a rocker 17b whose displacement affects the anchor point 1 1b linked to a second end of said rocker 17b.
  • FIGS 7 and 8 show a fourth embodiment of the invention. This embodiment differs from the previous embodiment in that it comprises a rotary drive means 16. Such a system makes it possible to better integrate the anchor point 11a of the connecting rod 11 into a reduced panel envelope 9. This reduces aerodynamic disturbances due to the junction interface.
  • the principle consists in using a common operating member rods 1 1.
  • the example shown uses a slider 18 in a guide 19.
  • the slide assembly 18 and guide 19 thus forms a means of driving the connecting rod 1 1 corresponding.
  • the assembly also comprises a drive system capable of simultaneously driving all the slides 18 in the same position.
  • the example shown uses an asymmetric ramp 20 guided in rotation in a plane normal to the longitudinal axis of the nacelle.
  • the drive of the ramp 20 is made by any power means known to those skilled in the art. It may be for example a cylinder or a motor rack.
  • Figures 10 and 1 1 still show variants of common training.
  • FIG 10 shows a drive system using a common cable 30 passing through a deflector housing 31.
  • Each connecting rod 1 1 is connected to a common cable, said cable being actuated only by a single power member 32.
  • FIG. 11 shows a rectilinear drive means 21 in a substantially longitudinal direction of the nacelle with the aid of an endless screw 22.
  • This drive mode can be shared between several connecting rods 11 by means of references or equip each connecting rod 11.
  • a sealed bottom 23 will advantageously be provided in order to thermally insulate the mechanical system and to seal the inside of the engine hood.
  • the invention is not limited to the embodiments of this nacelle, described above as examples, but it encompasses all variants.
  • the mobile nozzle could be associated with a smooth nacelle and not with a nacelle equipped with a thrust reverser.

Landscapes

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  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

L'invention concerne une nacelle de turboréacteur double flux comprenant une section aval (1), prolongée au moins partiellement par une section de tuyère, ladite section de tuyère comprenant au moins un panneau (9) monté mobile en rotation autour d'au moins un pivot selon un axe sensiblement perpendiculaire à un axe longitudinal de la nacelle, ledit panneau étant liée à une structure fixe de carénage (3) du turboréacteur par au moins une bielle (11) montée mobile en rotation autour de points d'ancrage (11a,11b) respectivement sur le panneau de la section de tuyère et sur la structure fixe, caractérisée en ce qu'au moins un point d'ancrage de la bielle est associé à des moyens d'entraînement (12).

Description

Nacelle de turboréacteur à section de tuyère variable
L'invention se rapporte une nacelle de turboréacteur comprenant une section de tuyère variable. Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également 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. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseurs de poussée.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé veine, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur obstrue la veine du flux froid et dirige ce dernier vers l'avant de la nacelle, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion.
Les moyens mis en œuvre pour réaliser cette réorientation du flux froid varient suivant le type d'inverseur.
Outre sa fonction d'inversion de poussée, le capot mobile appartient à la section arrière et présente un côté aval formant une tuyère d'éjection visant à canaliser l'éjection des flux d'air. Cette tuyère peut venir en complément d'une tuyère primaire canalisant le flux chaud et est alors appelée tuyère secondaire.
Le capot mobile est ainsi équipé, comme cela est connu du document US 5 806 302, d'au moins une tuyère mobile par rapport audit capot mobile, de manière à régler la section d'éjection du canal annulaire en fonction de la position de ladite tuyère. La tuyère mobile est également appelée structure mobile de réglage de la section tuyère.
Chaque partie mobile, à savoir le capot d'inversion de poussée d'une part, et la tuyère mobile d'autre part, est actionnée par un actionneur dédié. Ceci implique la présence de circuits d'alimentation et de commande des actionneurs s'étendant à l'intérieur du capot mobile, ce qui est handicapant d'un point de vue maintenance et sécurité.
La demande française FR 06/05512 décrit également un système de tuyère variable associée à un inverseur à grilles et dont la structure externe réalise entièrement les lignes externes de l'inverseur. Cette demande divulgue l'utilisation d'un vérin télescopique dont une première tige est destinée à actionner le capot mobile tandis que la deuxième tige est destinée au réglage de la tuyère. Un tel système permet de répondre à la problématique de la centralisation des moyens d'alimentation et de commande au niveau d'un cadre avant sur lequel est fixé la base de l'actionneur double action.
Chacune de ces tuyères variables présente donc une structure relativement complexe et nécessite un système d'actionnement supplémentaire impactant la fiabilité et la masse de l'ensemble de la nacelle.
Afin de pallier ces inconvénients, la demande française 08/02036 propose un nacelle de turboréacteur comprenant une section aval, équipée d'un dispositif d'inversion de poussée comprenant un capot mobile prolongé par une section de tuyère comportant au moins un panneau monté mobile en rotation autour d'au moins un pivot selon un axe sensiblement perpendiculaire à un axe longitudinal de la nacelle, ledit panneau étant en outre liée à une structure fixe de carénage du turboréacteur par au moins une bielle montée mobile en rotation autour de points d'ancrage respectivement sur le panneau de la section de tuyère et sur la structure fixe.
Grâce à ce dispositif les panneaux pivotants constitutifs de la section de tuyère et liés par une bielle à une structure fixe sont automatiquement articulés lors d'un déplacement du capot mobile vers l'aval ou vers l'amont. La demande française FR 08/04295 permet d'utiliser cette configuration de manière à ce que les panneaux mobiles viennent bloquer la veine et participer à l'inversion de flux lorsque l'inverseur de poussée est activé. II a toutefois été constaté qu'un tel système pouvait présenter quelques limitations.
On notera notamment que le pivotement des panneaux mobiles étant lié à un déplacement des capots d'inverseur de poussée, un tel système de tuyère variable n'est pas applicable directement à une nacelle lisse, c'est-à- dire non équipée d'un dispositif d'inversion de poussée.
Par ailleurs, il est préférable de pouvoir ségréguer les manœuvres de l'inverseur des manoeuvres de la tuyère variable.
Enfin, le système précédemment décrit nécessite un système de joints d'étanchéité permettant d'assurer les déplacements du capot mobile visant à régler les panneaux de tuyère sans que des fuites de flux surviennent au niveau dudit capot mobile. De même, les jeux nécessaires à ces déplacements sont générateurs d'accidents aérodynamiques et doivent être comblés par un système venant alors impacter la masse et le coût de l'ensemble. On notera également qu'il peut être difficile de réaliser un vérin unique assurant ce double actionnement inverseur / tuyère tout en assurant une sécurité optimale pour le non déploiement de l'inverseur en phase de réglage de la tuyère.
La présente invention vise à remédier aux inconvénients précédemment mentionnés et se rapporte pour ce faire à une nacelle de turboréacteur double flux comprenant une section aval, prolongée au moins partiellement par une section de tuyère, ladite section de tuyère comprenant au moins un panneau monté mobile en rotation autour d'au moins un pivot selon un axe sensiblement perpendiculaire à un axe longitudinal de la nacelle, ledit panneau étant liée à une structure fixe de carénage du turboréacteur par au moins une bielle montée mobile en rotation autour de points d'ancrage respectivement sur le panneau de la section de tuyère et sur la structure fixe, caractérisée en ce qu'au moins le point d'ancrage de la bielle sur le panneau de tuyère pivotant est associé à des moyens d'entraînement. Ainsi, grâce à une bielle mobile, on dispose d'un système de tuyère variable indépendant du système d'inversion de poussée. De plus, il n'est plus nécessaire d'installer des vérins double action pour le capot mobile d'inverseur et la tuyère variable.
On notera également que le système de réglage des volets par bielle est applicable à une nacelle lisse. De manière complémentaire ; des moyens d'entraînement sont associés au point d'ancrage situé sur la structure fixe.
De manière préférentielle, au moins un point d'ancrage de la bielle est escamoté à l'intérieur de sa structure de fixation correspondante. Cela réduit les perturbations aérodynamiques à l'intérieur de la veine. Selon un premier mode de réalisation préféré, les moyens d'entraînement permettent un déplacement rectiligne du point d'ancrage correspondant.
Selon une première variante de ce mode de réalisation, le déplacement du point d'ancrage est sensiblement radial à la nacelle. Selon une deuxième variante de réalisation de ce mode de réalisation, le déplacement du point d'ancrage est sensiblement longitudinal.
Selon un deuxième mode de réalisation préféré, les moyens d'entraînement sont des moyens d'entraînement par renvoi au point d'ancrage correspondant de la bielle, lesdits moyens d'entraînement comprenant au moins un basculeur lié, d'une part, au point d'ancrage de la bielle, et d'autre part, à un système d'entraînement dudit basculeur.
Selon une troisième mode de réalisation préféré, les moyens d'entraînement permettent un déplacement du point d'ancrage correspondant selon un mouvement de rotation. De manière préférentielle, le moyen d'entraînement de la bielle est électrique.
Avantageusement, la section aval est équipée d'un dispositif d'inversion de poussée comprenant au moins un capot mobile monté en translation selon une direction sensiblement parallèle à un axe longitudinal de la nacelle et apte à passer alternativement d'une position de fermeture dans laquelle il assure la continuité aérodynamique de la nacelle et couvre les moyens de déviation à une position d'ouverture dans laquelle il découvre des moyens de déviation.
De manière préférentielle, le moyen d'entraînement est associé à au moins un moyen de commande possédant au moins deux positions prédéterminées, telles que position de croisière, position réduite, position de section augmentée, position d'inversion de poussée.
De manière alternative ou complémentaire, le moyen d'entraînement est associé à au moins un moyen de commande apte à contrôler sa position sur toute la longueur de sa course.
Avantageusement, le moyen d'entraînement est équipé de moyen de verrouillage en position du point d'ancrage, notamment lors d'une phase d'inversion de poussée.
Préférentiellement, la section de tuyère comprend une pluralité de bielles d'articulation, au moins un moyen d'entraînement étant au moins partiellement commun à plusieurs panneaux.
La présente invention sera mieux comprise à la lumière de la description détaillée qui suit en regard du dessin annexé sur lequel :
- Les figures 1 à 3 illustrent un premier mode de réalisation de l'invention.
- La figure 4 illustre une variante de réalisation du mode représenté sur les figures 1 à 3.
- La figure 5 illustre un deuxième mode de réalisation de l'invention.
- La figure 6 illustre un troisième mode de réalisation de l'invention. - Les figures 7 et 8 illustrent un quatrième mode de réalisation de l'invention.
- La figure 9 illustre une variante de mise en œuvre de l'invention.
- Les figures 10 et 11 illustrent encore chacune un mode de réalisation particulier de l'invention. Une nacelle de turboréacteur est destinée à constituer un logement sensiblement tubulaire pour un turboréacteur (non visible) double flux et sert à canaliser les flux d'air qu'il génère par l'intermédiaire des pâles d'une soufflante (non représentée), à savoir un flux d'air chaud traversant une chambre de combustion (non représentée) du turboréacteur et un flux d'air froid circulant à l'intérieur du turboréacteur.
Une nacelle possède de manière générale une structure comprenant une section avant formant une entrée d'air, une section médiane entourant la soufflante du turboréacteur, et une section aval 1 entourant le turboréacteur et pouvant comprendre un système d'inversion de poussée. La section aval comprend une structure externe 2 comportant éventuellement un système d'inversion de poussée et une structure interne 3 de carénage du moteur définissant avec la structure externe une veine 4 destinée à la circulation du flux froid.
Les sections aval représentées sur les figures 1 à 1 1 sont des sections aval équipées d'un dispositif d'inversion de poussée. Pour ce faire, la structure externe 2 de la section aval comprend un capot mobile 5 montée mobile selon un axe sensiblement longitudinal de la nacelle entre une position de fermeture dans laquelle le capot mobile 5 assure la continuité aérodynamique de la nacelle et une position d'ouverture dans laquelle le capot mobile 5 dégage une ouverture dans la nacelle et découvre des moyens d'inversion du flux froid (typiquement des grilles d'inversion, non référencées mais visibles en arrière du vérin 6).
Le capot mobile 5 est actionné à l'aide d'un moyen d'actionnement adapté, classiquement un ou plusieurs vérins 6 montés sur une structure fixe 7 (cadre avant) de la structure externe 2. Généralement, une section aval équipée d'un dispositif d'inversion de poussée comprend deux demi-parties équipées chacune d'un capot mobile 5.
La structure externe 2 de la section aval, et en l'espèce le capot mobile 6, est prolongée par une section de tuyère comprenant une pluralité de panneaux 9 montés pivotants à une extrémité aval dudit capot mobile 5.
On notera que généralement, lors de son ouverture, le capot mobile 5 entraîne en rotation un volet qui vient obturer au moins partiellement la veine 4 et ainsi optimiser l'inversion du flux d'air froid.
Conformément à la demande française N°08/04295, les panneaux 9 peuvent jouer le rôle de ces volets.
Afin d'assurer le pivotement des panneaux 9 de tuyère, ceux-ci sont chacun reliés à au moins une bielle 11 comprenant un premier point d'ancrage 11a lié de manière pivotante audit panneau 9 et une deuxième point d'ancrage 11b lié de manière pivotante à la structure interne 3. Conformément à la présente invention, au moins un point d'ancrage de la bielle est associé à des moyens d'entraînement.
Un premier mode de réalisation de l'invention est représenté sur les figures 1 à 3.
Dans ce mode de réalisation, le deuxième point d'ancrage 11 b de la bielle 11 est lié à la structure interne 3 par l'intermédiaire d'un moyen d'entraînement 12 rendu solidaire de la structure interne 3 et apte à permettre un déplacement sensiblement rectiligne selon une direction sensiblement radiale (flèche) du deuxième point d'ancrage 11 b.
La figure 1 montre le panneau 9 dans une position de croisière.
La figure 2 montre le panneau 9 dans une position de section de tuyère augmentée, le point d'ancrage 11b ayant été éloigné de la structure interne 3.
Lorsque par le biais du moyen d'entraînement 12, on rapproche le point d'ancrage 11 b de la structure interne, le panneau 9 sera amené en position de section de tuyère réduite. Le moyen d'entraînement 12 pourra être associé à un système de contrôle possédant des positions prédéterminées telle que position de croisière, position de section maximale, position de section minimale. Le moyen de contrôle pourra également être configuré pour permettre un déplacement continu entre ces positions et l'adoption de positions intermédiaires.
Lors d'une inversion de flux, le pied d'ancrage 11b de la bielle 11 est verrouillé dans une position définie par l'homme du métier. Le capot mobile
5 est alors actionné par le vérin 6 vers l'aval. Ce faisant, le panneau 9 pivote jusqu'à venir obturer au moins partiellement la veine 4, comme représenté sur la figure 3.
Le panneau 9 doit être capable de réaliser l'inversion sans dommage à la structure de l'inverseur. On évitera également que dans cette position les panneaux 9 interfèrent entre eux. Pour ce faire, on pourra prévoir des verrouillages des points d'ancrage 11b dans des positions légèrement décalées les unes par rapport aux autres. Avantageusement la position optimale du système d'entraînement est dans l'axe de la bielle en position inversion.
La figure 4 présente une variante de réalisation du système décrit pour les figures 1 à 3 dans laquelle le deuxième point d'ancrage 11 b est escamoté à l'intérieur de la structure interne 3. Cela évite que le point d'ancrage 11b et une partie du système d'entraînement 12 pénètrent dans la veine 4 et génèrent ainsi des perturbations aérodynamiques plus importantes.
Une ouverture spécifique pourra être aménagée dans la structure interne 3 afin de ne pas interférer avec la bielle 11 lorsque le panneau 9 se trouve en position d'inversion. On pourra également prévoir un carénage minimal permettant de boucher la cavité formée si nécessaire. La figure 5 présente un deuxième mode de réalisation.
Le système représenté sur la figure 5 diffère de celui représenté aux figures 1 à 3 uniquement par le fait que c'est le premier point d'ancrage 1 1a de la bielle 1 1 qui est lié au panneau 9 par l'intermédiaire d'un moyen d'entraînement 14 rendu solidaire dudit panneau 9 et apte à permettre un déplacement sensiblement rectiligne selon une direction sensiblement radiale (flèche) du premier point d'ancrage 1 1a.
Le deuxième point d'ancrage est simplement directement fixé de manière pivotante dans la structure interne 3. Pareillement, le moyen d'entraînement 14 pourra être associé à un moyen de commande possédant des positions déterminées et/ou permettant son déplacement sur n'importe quelle position intermédiaire.
On notera également que les systèmes d'actionnement peuvent être reliés à une source de puissance en continu, même dans une phase d'inversion de poussée, ou avantageusement déconnecté automatiquement lors de la manoeuvre.
On pourra prévoir un carénage aérodynamique en fonction de l'enveloppe nécessaire au logement des moyens d'entraînement. Le carénage prend alors avantageusement une forme permettant de couvrir tous les cas de déplacement du point d'ancrage de la bielle 11.
Le réglage de la section de tuyère, et le basculement du panneau 9 lors de l'inversion s'effectue d'une manière similaire au mode de réalisation précédemment décrit.
On notera que l'orientation du déplacement du point d'ancrage est fonction de la répartition des efforts recherchés. Dans le cas présenté, il a été choisi une direction sensiblement perpendiculaire à un plan passant par l'axe de pivotement du panneau 9 afin de bénéficier du plus grand bras de levier possible. Toute autre disposition est bien évidemment possible.
Comme pour le mode de réalisation précédent, on pourra également souhaiter intégrer le point d'ancrage 1 1 a de la bielle dans l'épaisseur du panneau 9 afin de réduire les perturbations aérodynamiques dans la veine 4.
Comme précédemment, lors d'une manœuvre d'inversion de poussée, le point d'ancrage 1 1 a sera verrouillé en position prédéfinie. La figure 6 présente un troisième mode de réalisation de l'invention par renvoi au pied de bielle. Dans un tel système, des moyens d'entraînement 17a sont déportés et entraînent une extrémité d'un basculeur 17b dont le déplacement se répercute sur le point d'ancrage 1 1 b lié à une deuxième extrémité dudit basculeur 17b.
Une telle disposition est avantageuse lorsque le système de commande et d'entraînement est situé à l'intérieur du capot moteur (structure interne 3) dans une zone de forte température pouvant impacter le système de commande et les moyens d'entraînement. Grâce à une telle disposition, le moyen d'entraînement peut être déplacé dans une zone moins fortement sollicitée en température. Les figures 7 et 8 présentent un quatrième mode de réalisation de l'invention. Ce mode de réalisation diffère du mode de réalisation précédent par le fait qu'il comprend un moyen d'entraînement 16 rotatif. Un tel système permet de mieux intégrer le point d'ancrage 1 1 a de la bielle 11 dans une enveloppe de panneau 9 réduite. Cela réduit les perturbations aérodynamiques dues à l'interface de jonction.
Bien évidemment, ce système pourrait également être appliqué au niveau du point d'ancrage 1 1 b.
Il peut également être avantageux de prévoir un entraînement commun à plusieurs panneaux 9. Un exemple d'un mode de réalisation est représenté sur la figure 9.
Le principe consiste à utiliser un organe commun de manœuvre des bielles 1 1. En l'espèce, l'exemple présenté utilise un coulisseau 18 dans un guide 19. L'ensemble coulisseau 18 et guide 19 forme donc un moyen d'entraînement de la bielle 1 1 correspondante. L'ensemble comprend également un système d'entraînement apte à entraîner simultanément tous les coulisseaux 18 dans une même position. L'exemple représenté utilise une rampe asymétrique 20 guidée en rotation dans un plan normal à l'axe longitudinal de la nacelle.
L'entraînement de la rampe 20 est réalisé par tout moyen de puissance connu de l'homme du métier. Il pourra s'agir par exemple d'un vérin ou d'un moteur sur crémaillère.
Les figures 10 et 1 1 présentent encore des variantes d'entraînement commun.
La figure 10 présente un système d'entraînement à l'aide d'un câble 30 commun traversant un boîtier de renvoi 31 . Chaque bielle 1 1 est reliée à un câble commun, ledit câble n'étant actionné que par un unique organe de puissance 32.
La figure 11 montre un moyen d'entraînement 21 rectiligne selon une direction sensiblement longitudinale de la nacelle à l'aide d'une vis sans fin 22. Ce mode d'entraînement peut être mutualisé entre plusieurs bielles 11 à l'aide de renvois ou équiper chaque bielle 11.
Un fond étanche 23 sera avantageusement prévu afin d'isoler thermiquement le système mécanique et étancher l'intérieur du capot moteur
(structure interne 3) de la veine 4. Bien évidemment, l'invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cette nacelle, décrites ci-dessus à titre d'exemples, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes. C'est ainsi notamment que la tuyère mobile pourrait être associée à une nacelle lisse et non à une nacelle équipée d'un inverseur de poussée.

Claims

REVENDICATIONS
1. Nacelle de turboréacteur double flux comprenant une section aval (1), prolongée au moins partiellement par une section de tuyère, ladite section de tuyère comprenant au moins un panneau (9) monté mobile en rotation autour d'au moins un pivot selon un axe sensiblement perpendiculaire à un axe longitudinal de la nacelle, ledit panneau étant liée à une structure fixe de carénage (3) du turboréacteur par au moins une bielle (11) montée mobile en rotation autour de points d'ancrage (11a, 11 b) respectivement sur le panneau de la section de tuyère et sur la structure fixe, caractérisée en ce qu'au moins le point d'ancrage de la bielle sur le panneau de tuyère pivotant est associé à des moyens d'entraînement (14, 16).
2. Nacelle selon la revendication 1 , caractérisée en ce que des moyens d'entraînement (12, 17a, 17b, 18, 19, 20, 21 , 22, 30, 31 , 32) sont associés au point d'ancrage (11b) situé sur la structure fixe (3).
3. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce qu'au moins un point d'ancrage (11a, 11 b) de la bielle (11) est escamoté à l'intérieur de sa structure de fixation (9, 3) correspondante.
4. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que les moyens d'entraînement (12, 14, 17a, 17b, 18, 19, 20, 21 , 22, 30, 31 , 32) permettent un déplacement rectiligne du point d'ancrage (11a, 11b) correspondant.
5. Nacelle selon la revendication 4, caractérisée en ce que le déplacement du point d'ancrage (11a, 11 b) est sensiblement radial à la nacelle.
6. Nacelle selon la revendication 4, caractérisée en ce que le déplacement du point d'ancrage (11 b) est sensiblement longitudinal.
7. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que les moyens d'entraînement (17a, 17b) sont des moyens d'entraînement par renvoi au point d'ancrage (11 b) correspondant de la bielle (11) , lesdits moyens d'entraînement comprenant au moins un basculeur (17b) lié, d'une part, au point d'ancrage de la bielle, et d'autre part, à un système d'entraînement (17a) dudit basculeur.
8. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée ce que les moyens d'entraînement (16) permettent un déplacement du point d'ancrage correspondant selon un mouvement de rotation.
9 Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que le moyen d'entraînement de la bielle (11) est électrique.
10. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que la section aval (2) est équipée d'un dispositif d'inversion de poussée comprenant au moins un capot mobile (5) monté en translation selon une direction sensiblement parallèle à un axe longitudinal de la nacelle et apte à passer alternativement d'une position de fermeture dans laquelle il assure la continuité aérodynamique de la nacelle et couvre les moyens de déviation à une position d'ouverture dans laquelle il découvre des moyens de déviation.
11. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisée en ce que le moyen d'entraînement est associé à au moins un moyen de commande possédant au moins deux positions prédéterminées, telles que position de croisière, position réduite, position de section augmentée, position d'inversion de poussée.
12. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 11 , caractérisée en ce que le moyen d'entraînement est associé à au moins un moyen de commande apte à contrôler sa position sur toute la longueur de sa course.
13. Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisée en ce que le moyen d'entraînement est équipé de moyen de verrouillage en position du point d'ancrage, notamment lors d'une phase d'inversion de poussée. 14 Nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisée en ce que la section de tuyère comprend une pluralité de bielles d'articulation, au moins un moyen d'entrainement étant au moins partiellement commun à plusieurs panneaux.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120031995A1 (en) * 2009-04-16 2012-02-09 Sagem Defense Securite Actuator system for a mobile panel of a nacelle of a turbojet

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2943749B1 (fr) 2009-03-27 2011-03-04 Aircelle Sa Bielle coudee equipee d'au moins un moyen d'auto-alignement
FR2982242B1 (fr) * 2011-11-04 2014-02-28 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur a trainee reduite
FR3053402B1 (fr) * 2016-06-30 2018-08-17 Safran Nacelles Agencement pour la fixation d’une bielle de volet d’inversion de poussee sur une structure interne fixe d’une nacelle de turboreacteur et procede de montage/demontage associe

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3262269A (en) * 1965-06-07 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
FR1479131A (fr) * 1966-05-10 1967-04-28 Gen Electric Mécanisme d'inversion de poussée
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
EP0809010A1 (fr) * 1996-05-23 1997-11-26 Hispano-Suiza Inverseur de pousée de turboréacteur à double flux à obstacles liés au capot primaire
US5826794A (en) * 1997-02-28 1998-10-27 The Boeing Company Aircraft scoop ejector nozzle
FR2872223A1 (fr) * 2004-06-29 2005-12-30 Hurel Hispano Sa Procede de commande pour l'actionnement d'un inverseur de poussee
FR2902839A1 (fr) * 2006-06-21 2007-12-28 Aircelle Sa Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1479132A (fr) * 1965-06-07 1967-04-28 Gen Electric Inverseur de poussée pour moteur de propulsion à réaction
GB1120953A (en) * 1966-05-09 1968-07-24 Gen Electric Improvements in a thrust reverser mechanism for a jet propulsion powerplant
US4216923A (en) * 1977-03-30 1980-08-12 Boeing Commercial Airplane Company Target type thrust reverser
FR2918119B1 (fr) * 2007-06-29 2013-11-22 Snecma Turboreacteur a double flux comportant un inverseur de poussee.

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3262269A (en) * 1965-06-07 1966-07-26 Gen Electric Thrust reverser
FR1479131A (fr) * 1966-05-10 1967-04-28 Gen Electric Mécanisme d'inversion de poussée
US3541794A (en) * 1969-04-23 1970-11-24 Gen Electric Bifurcated fan duct thrust reverser
GB1421153A (en) * 1972-03-25 1976-01-14 Rolls Royce Propulsion nozzle for ducted fan gas turbine jet propulsion engines
EP0809010A1 (fr) * 1996-05-23 1997-11-26 Hispano-Suiza Inverseur de pousée de turboréacteur à double flux à obstacles liés au capot primaire
US5826794A (en) * 1997-02-28 1998-10-27 The Boeing Company Aircraft scoop ejector nozzle
FR2872223A1 (fr) * 2004-06-29 2005-12-30 Hurel Hispano Sa Procede de commande pour l'actionnement d'un inverseur de poussee
FR2902839A1 (fr) * 2006-06-21 2007-12-28 Aircelle Sa Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120031995A1 (en) * 2009-04-16 2012-02-09 Sagem Defense Securite Actuator system for a mobile panel of a nacelle of a turbojet
US8991151B2 (en) * 2009-04-16 2015-03-31 Aircelle Actuator system for a mobile panel of a nacelle of a turbojet

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