Brevet FR2903076A1 — publié le 20080104

La présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur double flux. Un avion est propulsé par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement, tel qu'un dispositif d'inversion de poussée, et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. 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 (ou une structure interne de la structure aval de la nacelle et entourant le turboréacteur) et une paroi interne de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Chaque ensemble propulsif de l'avion est donc formé par une 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 rattaché au turboréacteur dans sa partie avant et arrière par des suspensions. Dans une telle configuration, c'est le turboréacteur qui supporte la nacelle. Une telle architecture est soumise à de nombreux efforts externes conjugués lors de la mission de l'avion. Il s'agit entre autre d'efforts résultants de la gravité, des efforts aérodynamiques externes et internes, rafales, effets thermiques. Ces contraintes appliquées à l'ensemble propulsif sont transmises au turboréacteur et entraînent des déformées de carters qui impactent directement le rendement des différents étages du turboréacteur. Plus particulièrement, dans le cas d'un ensemble propulsif dit en taille de guêpe, 2903076 2 c'est-à-dire présentant une partie aval longue et relativement fine par rapport aux structures intermédiaires et d'entrée d'air, ces contraintes résultent en une déformation particulièrement préjudiciable appelée mise en banane , la partie aval se courbant de manière importante. 5 Une telle mise en banane se traduit par une déformation de la structure externe de la nacelle formée par les différents carters successifs tandis que l'arbre d'entraînement, les aubes de la soufflante et aubes internes du turboréacteur restent rectilignes. Il s'ensuit un rapprochement des têtes d'aubes de l'arbre vers la périphérie interne des carters. La performance 10 générale du turboréacteur s'en trouve réduite par rapport à une configuration dans laquelle les carters ne subissent pas ou très peu de déformations, car il convient alors de tenir compte de cette déformation dans la conception de la nacelle de manière à toujours ménager un jeu suffisant entre les têtes d'aubes et la périphérie des carters. Ceci résulte en une partie de l'air d'alimentation qui 15 n'est pas compressé par les aubes car fuyant à travers ce jeu important. La présente invention vise à pallier les inconvénients précédemment évoqués, et consiste pour cela en une nacelle pour turboréacteur double flux comprenant une section avant d'entrée d'air, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur et une 20 section arrière, ladite section arrière présentant une structure interne destinée à servir de carter à une partie arrière du turboréacteur, caractérisée en ce que la structure interne possède des moyens d'accrochage aptes à permettre un rattachement de la nacelle à un pylône destiné à être lié à une structure fixe d'un avion sur au moins une partie de ladite structure interne. 25 Ainsi, en permettant le rattachement du pylône directement à une structure de la nacelle au lieu de le rattacher directement au turboréacteur, c'est la nacelle qui supporte le turboréacteur. De cette manière, le turboréacteur n'a pas à subir et à transmettre les déformées de la nacelle et réciproquement. Comme expliqué précédemment, il est alors possible 30 d'optimiser le jeu existant entre les aubes de soufflante et aubes internes au turboréacteur et leurs carter respectifs afin d'améliorer la performance de l'ensemble propulsif. Avantageusement, la structure interne est liée à la section médiane par l'intermédiaire d'un carter entourant la soufflante. 35 Avantageusement encore, la structure interne est équipée d'un moyen de recentrage du turboréacteur. 2903076 3 De manière préférentielle, la structure interne est conçue de manière à ce que le pylône puisse s'étendre sur toute la longueur de la structure interne. Avantageusement, le pylône est intégré à la structure interne. 5 De manière préférentielle, la structure interne comprend au moins une paroi extérieure constituant une surface aérodynamique montée sur une ossature. Avantageusement, la paroi extérieure est réalisée, partiellement ou en totalité, à partir d'un panneau acoustique. De cette manière, la paroi extérieure ne remplit aucun rôle structurel, cette fonction étant assurée par 10 l'ossature, et elle peut donc être allégée au maximum sans qu'il soit nécessaire de prévoir dans cette paroi des zones structurelles de forte densité. Dans le cas d'un panneau acoustique, il est ainsi possible de consacrer toute la surface du panneau acoustique à la fonction acoustique sans qu'il soit nécessaire de prévoir des zones structurelles qui interdisent toute fonction acoustique. 15 De manière avantageuse, l'ossature de la structure interne est réalisée à partir de cadres radiaux, répartis sur la longueur de la structure interne. De manière encore plus avantageuse, l'ossature comprend au moins un renfort longitudinal de part et d'autre d'un axe longitudinal de la 20 structure interne. Préférentiellement, la structure interne comprend au moins une bielle de reprise de poussée rattachée, d'une part, à au moins un point d'une partie amont de la structure interne, par exemple au niveau d'un plan médian horizontal, et d'autre part, à au moins un point d'une partie aval de la structure 25 interne au voisinage du pylône ou éventuellement intégré à celui-ci. La présence de telles bielles de reprise de poussée montées de manière oblique facilite la transmission d'efforts longitudinaux vers le pylône. Avantageusement, la bielle de reprise de poussée est orientée sensiblement dans l'alignement structural du pylône. 30 Avantageusement encore, la bielle de reprise de poussée présente une fourche rattachée à la structure interne en au moins deux points de la partie amont de la structure, de part et d'autre du plan médian horizontal, la fourche de la bielle présentant un point de jonction situé, par exemple, au niveau d'un cadre radial de l'ossature. 35 Selon une première variante de réalisation, la structure interne est réalisée en un seul élément. 2903076 4 Selon une deuxième variante de réalisation, la structure interne est réalisée en deux demi-parties destinées à être assemblées sensiblement verticalement. La présente invention se rapporte également à un aéronef, 5 caractérisé en ce qu'il comprend au moins un ensemble propulsif comportant une nacelle selon l'invention. La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à la l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé dans lequel : 10 La figure 1 est une représentation schématique en perspective d'une nacelle selon l'invention rattachée à un pylône par l'intermédiaire d'une structure interne entourant le turboréacteur. La figure 2 est une vue en coupe longitudinale de la nacelle de la figure 1. 15 La figure 3 est une vue schématique partielle montrant l'agencement de la structure interne par rapport à un carter de la soufflante. La figure 4 est une représentation schématique de la structure de la figure 3 avec une structure interne complète rattachée au pylône. La figure 5 est une représentation en traits pleins de la figure 4 20 avec la structure interne abritant le turboréacteur. La figure 6 est une vue en coupe transversale de la nacelle de la figure 1. La figure 7 est une représentation schématique d'une première variante de réalisation de la structure interne. 25 La figure 8 est une représentation schématique d'une deuxième variante de réalisation de la structure interne. La figure 9 est une illustration simplifiée d'un moyen de recentrage équipant la structure interne. La figure 10 est une vue en coupe transversale d'une nacelle selon 30 l'invention avec une structure interne équipée de moyens de recentrage du turboréacteur. Les figures 1 et 2 représentent une nacelle 1 pour turboréacteur 2 double flux. La nacelle 1 constitue un logement tubulaire pour un turboréacteur 35 2 double flux et sert à canaliser les flux d'air qu'il génère par l'intermédiaire des pâles d'une soufflante 3, à savoir un flux d'air chaud traversant une chambre 2903076 5 de combustion 4 du turboréacteur 2, et un flux d'air froid circulant à l'extérieur du turboréacteur 2. La nacelle 1 possède une structure comprenant une section avant formant une entrée d'air 5, une section médiane 6 entourant la soufflante 3 du 5 turboréacteur 2, et une section arrière 7 entourant le turboréacteur 2 et comprenant un système d'inversion de poussée. L'entrée d'air 5 présente une surface interne 5a destinée à canaliser l'air entrant et une surface externe 5b de carénage. La section médiane 6 comprend, d'une part, un carter 6a interne 10 entourant la soufflante 3 du turboréacteur 2, et d'autre part, une structure externe 6b de carénage du carter prolongeant la surface externe 5b de la section d'entrée d'air 5. Le carter 6a est rattaché à la section d'entrée d'air 5 qu'elle supporte et prolonge sa surface interne 5a. De plus, le carter 6a est relié à un carter amont 6c du turboréacteur 2 par l'intermédiaire de montants 8 15 radiaux disposés en croix. II peut bien évidemment y avoir plus de quatre montants radiaux, notamment sur un turboréacteur de type CFM. La section arrière 7 comprend une structure externe 7a comprenant un système d'inversion de poussée formant une tuyère d'éjection et une structure interne 7b de carénage du turboréacteur 2 définissant avec la 20 structure externe 7a une veine 9 destinée à la circulation du flux froid. La structure interne 7b est réalisée à partir d'une ossature structurale 10 recouverte de panneaux acoustiques 11 réalisant une surface aérodynamique intérieure de la veine 9. De ce fait, les panneaux acoustiques 11 ne sont pas structuraux et peuvent être allégés au maximum, toute la 25 surface desdits panneaux acoustiques 11 pouvant être consacrée à la fonction acoustique sans avoir besoin de prévoir des zones structurales interdisant toute acoustique. L'ossature structurale 10 est destinée à être rattachée directement à un mât 12 destiné lui-même à être rattaché à une partie fixe d'un avion telle 30 qu'une aile 13. L'ossature structurale 10 est réalisée à partir de deux demi parties 14, dont l'une est représentée sur la figure 3 en perspective avec le carter 6a de la soufflante 3, destinées à être rattachées entre elle. Chaque demi partie 14 présente une série de cadres radiaux 15 35 répartis sur toute la longueur de la demi partie 14 et dont le nombre et la section sont définis selon les efforts à faire transiter. 2903076 6 Plus précisément, chaque demi partie présente un cadre radial amont 15a associé à un montant supérieur 16a et un montant inférieur 16b qui, ensemble le cadre radial amont 15a, sont destinés à servir d'interface de raccordement entre l'ossature structural 10 et la section médiane 6 par 5 l'intermédiaire du carter amont 6c et des montants 8 verticaux. Les cadres radiaux 15 sont reliés entre eux par au moins un renfort longitudinal 17 ainsi que par un renfort longitudinal supérieur 18 et un renfort longitudinal inférieur 19 de jonction. Par ailleurs, la demi partie 14 présente un montant supérieur aval 20a et un montant inférieur aval 20b qui viennent 10 compléter la demi partie 14 pour permettre une liaison structurale par un renfort supérieur 21a et un renfort inférieur 21b reliant respectivement les montants 16a et 20a ainsi que 16b et 20b entre eux. D'autres montants supérieurs et inférieurs peuvent être ajoutés, par exemple en continuité des cadres radiaux 15. 15 La transmission des efforts est améliorée en ajoutant sur chaque demi partie 14 une bielle 22 de reprise d'effort, telle que visible sur la figure 4, rattachée, d'une part, en amont de la demi partie 14 au niveau d'un plan médian de l'ossature structural 10, c'est-à-dire sensiblement au niveau du renfort longitudinal 17 et du cadre radial amont 15a, et d'autre part, en aval de 20 la demi partie 14 en un point destiné à venir à proximité du mât 12, c'est-à-dire, sensiblement sur le renfort longitudinal supérieur 18 et à proximité d'un cadre radial aval 15b. Avantageusement, la bielle 22 de reprise d'effort est ainsi orientée selon une direction sensiblement identique à la direction du mât 12. Alternativement, le point d'accroche aval de la bielle 22 de reprise d'effort peut 25 être intégré au mât 12. Chaque demi partie 14 est liée à l'autre demi partie par sa partie inférieure, par l'intermédiaire de leurs montants inférieurs 16b amonts et montants inférieurs aval 20b, ainsi que par l'intermédiaire des renforts longitudinaux inférieurs 19 et des renforts inférieurs 21b. 30 En partie supérieure, chaque demi partie 14 est liée au mât 12 par l'intermédiaire de leurs montants supérieurs 16a amonts et montants supérieurs aval 20a, ainsi que par l'intermédiaire des renforts longitudinaux supérieurs 18 et des renforts supérieurs 21a. Alternativement le mât peut être intégré à l'ossature structurale 10. 35 La figure 5 représente l'intérieur de la nacelle 1, une fois l'ossature structurale 10 recouverte par les panneaux acoustiques 11. 2903076 7 La figure 6 présente une vue en coupe de face de la structure interne 7b ainsi assemblée. La figure 7 présente une variante de réalisation de l'ossature structurale 10. Une ossature structurale 110 selon la figure 7 est réalisée à 5 partir de deux demi parties 114 se différenciant uniquement d'une demi partie 14 par le fait que chaque demi partie 114 comprend une bielle 122 de reprise d'effort présentant une fourche amont. Une telle bielle 122 de reprise d'effort est donc fixée à la demi partie 114 en trois point, à savoir deux points aval 114a, 114b situés au niveau du cadre radial amont 15a de part et d'autre du 10 plan médian de l'ossature structural 100, c'est-à-dire de part et d'autre du renfort longitudinal 17, et en un point 114c situé en aval au même endroit que pour la bielle 22 de reprise d'effort. De manière préférentielle, la fourche de la bielle 122 de reprise d'effort se rejoint en un point 114d sensiblement situé au niveau d'un cadre radial 15 et y est rattaché. 15 La figure 8 montre une ossature structurale 210 réalisée en une seule pièce ouverte en partie supérieure uniquement, partie par laquelle elle est destinée à être rattachée au mât 12. L'ossature structurale 10, 110, 210 est complétée par des moyens de recentrage entre le turboréacteur 2 et de la structure interne 7b situés en 20 aval de cette dernière. Le principe de fonctionnement des moyens de recentrage est montré sur la figure 9. Les moyens de recentrage visent à assurer un contact permanent entre le turboréacteur 2 et la structure interne 7b de manière à prendre en compte un mouvement différentiel entre ces deux structures dû à la dilation 25 thermique du turboréacteur 2 en fonctionnement provoquant un déplacement longitudinal et axial de ce dernier. Pour ce faire, le turboréacteur présente, en aval de sa structure, des prolongement radiaux 30 répartis sur toute sa circonférence et terminés chacun par une rampe 31 en contact glissant avec une rampe 32 30 complémentaire d'un prolongement radial intérieur 33 de l'ossature structural 10, 110, 210. Les rampes 31, 32 sont conçues de manière à ce que leur orientation corresponde sensiblement au différentiel de déplacement estimé entre les deux structures. Le système de recentrage peut être réalisé de façon diverses, 35 notamment par contact élastique, par éléments distincts ou monoblocs, sur 2903076 8 uniquement un secteur de la périphérie du turboréacteur 2 ou sur toute sa périphérie. La figure 10 présente une vue en coupe de face, montrant une répartition des moyens de recentrage. 5 On notera également que l'invention permet une maintenance facilitée du turboréacteur 2, l'accès à ce dernier pouvant s'effectuer par simple dépose des panneaux acoustiques 11 sans nécessité le démontage de toute la structure interne 7b. On notera également que la structure interne 7b peut 10 éventuellement comporter une structure inférieure permettant l'accrochage d'une structure externe arrière 41 en partie inférieure. Dans ce cas, il en résulte une distance entre le point d'attache de ladite structure externe arrière 41 et la zone circonférentielle de recentrage de l'aval du turboréacteur 2. Cette distance procure une composante d'effort qui tend à écarter la structure 15 inférieure de la structure interne 7b par laquelle la structure externe arrière 41 est rattachée qui ne permet plus au moyens de recentrage de remplir leur fonction dans cette zone. De ce fait, on pourra assurer l'intégrité du maintien du recentrage par un système de verrous 40 au niveau de la jonction entre les deux demi parties 14, 114 au niveau des cadres radiaux aval 15b. 20 Bien que l'invention ait été décrite avec des exemples particuliers 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. REVENDICATIONS 1. Nacelle (1) pour turboréacteur (2) double flux comprenant une section avant (5) d'entrée d'air, une section médiane (6) destinée à entourer une soufflante (3) du turboréacteur et une section arrière (7), ladite section arrière présentant une structure interne (7b) destinée à servir de carter à une partie arrière du turboréacteur, caractérisée en ce que la structure interne possède des moyens d'accrochage aptes à permettre un rattachement de la nacelle à un pylône (12) destiné à être lié à une structure fixe (13) d'un avion sur au moins une partie de ladite structure interne. 2. Nacelle (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la 15 structure interne (7b) est liée à la section médiane (6) par l'intermédiaire d'un carter (6c) entourant la soufflante (3). 3. Nacelle (1) selon la revendication 2, caractérisée en ce que la structure interne (7b) est équipée d'un moyen de recentrage (30, 31, 32, 33) du 20 turboréacteur (2). 4. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la structure interne (7b) est conçue de manière à ce que le pylône (12) puisse s'étendre sur toute la longueur de la structure interne. 5. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le pylône (12) est intégré à la structure interne (7b). 6. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, 30 caractérisée en ce que la structure interne (7b) comprend au moins une paroi extérieure (11) constituant une surface aérodynamique montée sur une ossature (10, 110, 210). 7. Nacelle (1) selon la revendication 6, caractérisée en ce que la 35 paroi extérieure est réalisée, partiellement ou en totalité, à partir d'au moins un panneau acoustique (11). 25 2903076 10 8. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 6 ou 7, caractérisée en ce que l'ossature (10, 110, 210) de la structure interne (7b) est réalisée à partir de cadres radiaux (15a, 15b, 15), répartis sur la longueur de la 5 structure interne. 9. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisée en ce que l'ossature (10, 110, 210) comprend au moins un renfort longitudinal (17, 20a, 20b) de part et d'autre d'un axe longitudinal de la 10 structure interne. 10. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que la structure interne (7b) comprend au moins une bielle (22, 122) de reprise de poussée rattachée, d'une part, à au moins un point d'une partie amont de la structure interne (114a, 114b), par exemple au niveau d'un plan médian horizontal, et d'autre part, en au moins un point (114c) d'une partie aval de la structure interne au voisinage du pylône (12) ou éventuellement intégré à celui-ci. 11. Nacelle (1) selon la revendication 10, caractérisée en ce que la bielle (22, 122) de reprise de poussée est orientée sensiblement dans l'alignement structural du pylône (12). 12. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 10 ou 11, caractérisée en ce que la bielle (122) de reprise de poussée présente une fourche rattachée à la structure interne (7b) en au moins deux points (114a, 114b) de la partie amont de la structure interne, de part et d'autre du plan médian horizontal, la fourche de la bielle présentant un point de jonction (114d) situé, par exemple, au niveau d'un cadre radial (15) de l'ossature (110). 13. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisée en ce que la structure interne (7b) possède une ossature (210) en une pièce. 2903076 11 14. Nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que la structure interne (7b) possède une ossature (10, 110) en deux pièces destinées à être assemblées sensiblement verticalement. 5 15. Ensemble propulsif, caractérisé en ce qu'il comprend une nacelle (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, ladite nacelle abritant un turboréacteur (2). 16. Aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend au moins un 10 ensemble propulsif selon la revendication 15.