Brevet FR3053024A1 — publié le 20171229

Ensemble d'une structure fixe interne de nacelle de turboréacteur et de panneaux de protection thermique La présente invention se rapporte à l'agencement de panneaux de 5 protection thermique sur une structure interne fixe d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef. Parmi les aéronefs, on connait notamment des avions qui sont mus par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle. Les nacelles modernes sont généralement prévues pour abriter un turboréacteur 10 double flux apte à générer, d'une part, un flux de gaz chauds (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et, d'autre part, un flux d'air froid (dit flux secondaire) issu de la soufflante et circulant à l'extérieur du turboréacteur, à travers un passage annulaire généralement dénommé veine secondaire. Les deux flux sont éjectés du 15 turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Une nacelle de turboréacteur présente généralement une structure tubulaire comportant : - une section avant, ou entrée d'air, située en amont du turboréacteur ; 20 - une section médiane, destinée à entourer un carter de soufflante du turboréacteur ; - une section arrière, destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et tout ou partie des étages de compresseur et de turbine du turboréacteur, et embarquant 25 généralement des moyens d'inversion de poussée ; - une tuyère d'éjection, dont la sortie est située en aval du turboréacteur. La section arrière présente généralement une structure fixe externe (couramment dénommée OFS, pour « Outer Fixed Structure ») qui définit, avec 30 une structure fixe interne (« également dénommée IFS pour « Inner Fixed Structure »), la veine secondaire servant à canaliser le flux d'air froid. La structure fixe interne entoure une partie du corps primaire du moteur (incluant notamment la chambre de combustion), la structure fixe interne étant disposée autour d'un carter du corps primaire de manière qu'un 35 espace subsiste entre cette structure et le carter du coprs primaire. Cet espace est généralement dénommé « compartiment core » (ou « zone core ») de la 3053024 2 nacelle. En vol, la température au sein de cet espace est très élevée en raison de la proximité de la chambre de combustion du moteur. Inversement, la température dans la veine secondaire, située de l'autre côté de la structure fixe interne par rapport au compartiment core, est très basse puisque l'air y circulant est à température ambiante. En raison de cette différence de température la structure interne fixe est soumise à de très fortes contraintes thermiques, et il est nécessaire de la protéger à l'aide de panneaux de protection thermique, permettant notamment d'isoler les composants de la nacelle de l'environnement moteur afin de les maintenir à des températures acceptables, et ainsi prolonger leur durée de vie. Ces panneaux de protection thermique assurent également une protection anti-feu et peuvent être utilisés dans d'autres zones de la nacelle, au niveau desquelles existe un risque d'incendie. Afin de protéger thermiquement l'IFS, il est connu d'avoir recours à des panneaux de protection thermique, disposés généralement du côté du compartiment core, et comprenant au moins un matelas thermiquement isolant, généralement fabriqué à partir de fibres de silice, de céramique ou d'un matériau microporeux, ledit matelas étant pris entre des feuillards métalliques, généralement en acier inoxydable. Les panneaux de protection thermique sont fixés à l'IFS à l'aide de systèmes de fixation qui coopèrent ponctuellement avec l'IFS sur toute la surface de protection, à la manière de rivets. Certains bords des panneaux de protection thermique sont en outre retenus à l'IFS par des bandes de retenue appelées communément « retainers ». Un exemple de système de fixation connu est décrit dans le document FR 2 829 811. Un tel système de fixation utilise un système de fil frein et comprend généralement deux parties, à savoir une embase fixée dans l'IFS et portant une structure d'accroche (par exemple de type crochet, passant ou pion à oeillets) et un bouton de retenue. La structure d'accroche se dresse à l'intérieur d'une ouverture de fixation correspondante du matelas, et est apte à recevoir un lien dénommé fil frein. Le bouton de retenue vient en appui contre une surface extérieure du matelas de manière à former une rondelle de maintien et de serrage, le bouton de retenue étant pourvu d'orifices de passage du fil frein dont les extrémités sont torsadées et serrées. La retenue du panneau sur l'IFS est ainsi assurée. Afin de parfaire la fixation, l'extrémité 3053024 3 torsadée du fil frein est ensuite noyée dans du silicone. En variante, le système de fil frein peut être remplacé par une structure d'accroche filetée ou taraudée coopérant avec une extrémité complémentaire du bouton de retenue. De manière générale, la pose de ces fixations est malaisée et 5 extrêmement longue car elle nécessite un nombre important de gestes de la part des opérateurs. Ainsi, la pose de l'ensemble des fixations demande beaucoup de temps et de précision aux opérateurs, ce qui est un inconvénient d'autant plus gênant que cette opération doit être répétée de nombreuses fois, pour chaque point de fixation. De plus, lorsqu'un fil frein est brisé lors du 10 montage, cela oblige parfois à procéder au démontage de tous les boutons de retenue déjà fixés, afin de pouvoir dégager le matelas et ainsi récupérer le fil frein cassé. Il existe donc un besoin de faciliter le montage des panneaux de protection thermique. L'invention répond à ce besoin, en limitant le nombre de 15 points de fixation sur la structure fixe interne, notamment à proximité des zones de jonction de deux panneaux de protection thermique adjacents. Ainsi, l'invention concerne un ensemble d'une structure interne fixe d'une nacelle de turboréacteur et de panneaux, de protection thermique, ladite structure interne fixe comportant une face interne, sur laquelle sont rapportés 20 les panneaux, de protection thermique, et une face externe constituant une portion de la surface interne d'une veine de flux froid, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comporte au moins un élément de fixation d'un premier panneau et d'un deuxième panneau adjacents, l'élément de fixation permettant de solidariser les premier et deuxième panneaux, l'un à l'autre au niveau d'une 25 zone de jonction, l'élément de fixation n'étant pas solidaire de la structure fixe interne. Ainsi, en prévoyant de solidariser les panneaux adjacents entre eux au niveau de leur zones de jonction, l'invention permet de réduire le nombre d'élément de fixation solidaires de la structure interne fixe, ce qui réduit le coût 30 et le temps d'assemblage de l'ensemble, tout en améliorant la performance de la protection thermique. Dans une réalisation, l'élément de fixation comporte une structure d'accrochage solidaire du deuxième panneau coopérant, par l'intermédiaire d'un lien de retenue, avec un élément de retenue disposé sur le premier 35 panneau. 3053024 4 Dans une réalisation, la structure d'accrochage se présente sous la forme d'un pontet fixé au deuxième panneau, par exemple par collage ou par soudage. Dans une réalisation, le lien de retenue est un fil frein. 5 La présente invention se rapporte également à une nacelle d'un turboréacteur d'un aéronef, comportant au moins un ensemble d'une structure fixe interne et de panneaux de protection thermique tel que défini ci-dessus. Enfin, l'invention se rapporte à un ensemble propulsif d'aéronef comportant un turboréacteur logé dans une nacelle telle que définie ci-dessus. 10 La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective d'un ensemble propulsif d'aéronef, comprenant une nacelle et un turboréacteur ; 15 - la figure 2 est une vue éclatée partielle de l'ensemble propulsif de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue en perspective de l'une des deux demi-parties constituant une section arrière du type de celle de la nacelle des figures 1 et 2, la figure 3 montrant en particulier une partie des panneaux de protection 20 thermique de la structure fixe interne, ces panneaux étant agencés d'une manière connue ; - les 4a et 4b sont des vues partielles en perspective des deux demi-parties de la structure fixe interne de la nacelle des figures 1 et 2, des panneaux de protection thermique étant agencés conformément à l'invention 25 sur la structure fixe interne ; - la figure 4c est un détail de la figure 4b ; - la figure 5 est une vue schématique selon la coupe AA de la figure 4c. Les figures 1 et 2 montrent les principaux éléments constituant un 30 ensemble propulsif 1. L'ensemble propulsif 1 inclut dans l'exemple un turboréacteur 2 double flux, équipé d'une nacelle entourant le turboréacteur 2. La nacelle comporte notamment : - une entrée d'air 3 (non représentée sur la figure 2), située en avant du turboréacteur 2 ; 35 - une section médiane 4, entourant un carter 20 de soufflante du turboréacteur 2, et comportant dans l'exemple deux demi-parties 4a, 4b ; 3053024 5 - une section arrière 5, formée dans l'exemple de deux demi-parties 5a, 5b, et embarquant des moyens d'inversion de poussée comprenant notamment des grilles d'inversion 5c, la section arrière 5 entourant notamment la chambre de combustion du turboréacteur 2 ; et 5 - une tuyère d'éjection 6, dont la sortie est située en aval du turboréacteur, et formée d'une partie externe 6a et d'une partie interne 6b. La figure 3 montre l'une des deux demi-parties 5a, 5b de la section arrière 5 de la nacelle des figures 1 et 2. Chaque demi-partie 5a, 5b, comporte un capot 50 externe 10 coulissant. La translation vers l'arrière des capots 50 externes permet de découvrir les grilles d'inversion 5c, mettant ainsi en communication la veine 52 de flux froid et l'extérieur de la nacelle. Les capots 50 externes coulissants sont représentés sur les figures 1 et 3 en position reculée, c'est-à-dire en position d'inversion de poussée. La translation des capots 50 permet en outre de 15 déployer des volets de blocage (non visibles) dans la veine 52 de flux froid. Ainsi, par l'action combinée des volets de blocage et des grilles d'inversion, le flux froid peut être redirigé vers l'avant de la nacelle, afin de freiner l'avion. La section arrière 5 de la nacelle inclut notamment une structure fixe interne 54 (ou IFS), et une structure fixe externe 56 (ou OFS). Ces deux 20 structures sont concentriques et définissent la veine 52 secondaire dans laquelle circule de l'air froid lorsque le turboréacteur 2 est en fonctionnement. Comme visible sur la figure 3, une partie de la surface interne de la structure fixe interne 54 est recouverte par une pluralité de panneaux 58 de protection thermique. Chaque panneau 58 de protection thermique est fixé à la 25 structure fixe interne 54 au moyen d'une pluralité d'éléments de fixation 60, 62 tels que décrits plus haut. Les éléments de fixation 62 situés à la jonction de deux panneaux 58 sont plus rapprochés que les éléments de fixation 60 situés à distance d'une jonction entre deux panneaux 58. Cela est dû au fait que la fixation des panneaux de protection thermique au niveau des zones de jonction 30 est particulièrement importante, car il est nécessaire d'éviter tout risque de soulèvement d'un panneau par rapport à un panneau adjacent. Cela occasionnerait en effet un défaut de protection de la structure fixe interne, en permettant à de l'air très chaud provenant du compartiment core de la nacelle d'atteindre la structure fixe interne. Les éléments de fixation 60, 62 sont tous de 35 type « traversant », c'est-à-dire qu'ils traversent le panneau correspondant, étant solidaires de la structure fixe interne. 3053024 6 Les figures 4a à 4c et 5 montrent un exemple de protection thermique conforme à l'invention. Les figures 4a et 4b montrent des vues partielles d'une structure fixe interne conforme à l'invention, montrant les panneaux de protection thermique fixés à chacune des deux demi-parties de la 5 section arrière de la nacelle 5. La figure 4c représente un détail de la figure 4b et la figure 5 est une vue schématique selon la coupe AA de la figure 4c. Comme on peut le voir sur les figures 4a à 4c, les panneaux 64 de protection thermique conformes à l'invention sont fixés au moyen de deux types d'éléments de fixation 66, 68. Les éléments de fixation 66 du premier 10 type sont solidaires de la structure fixe interne, tandis que les éléments de fixation 68 du second type ne sont pas solidaires de la structure interne fixe, mais solidarisent un premier panneau 640 à un deuxième panneau 642, adjacent du deuxième. La figure 5 est une vue en coupe selon la section AA montrant plus 15 particulièrement l'assemblage de deux panneaux 640, 642 de protection thermique adjacents. Ces panneaux sont, comme l'ensemble des panneaux 64, fixés à la structure fixe interne 54 au moyen d'une pluralité d'éléments de fixation tels que ceux décrits plus haut (non visibles sur la figure 5). La structure fixe interne 54 comporte dans l'exemple un ou plusieurs panneaux 20 sandwichs, comportant une peau interne 540, dite peau support, et une peau externe 542. Dans l'exemple, la peau interne 540 et la peau externe 542 encadrent une âme alvéolaire 544, par exemple une structure métallique de type nid d'abeilles. La peau externe 542 constitue une portion de la surface interne de la veine 52. La peau externe 542 présente dans l'exemple une 25 pluralité de perforations dites perforations acoustiques. Chaque panneau 640, 642 de protection thermique comporte une âme 644 en matériau thermiquement isolant, encadrée par deux feuillards formant respectivement une face interne 646 et une face externe 648. Les faces internes 646 sont en contact avec la structure fixe interne 54, tandis que les faces externes 648 30 forment une portion de la surface délimitant le compartiment core 53 de la nacelle. Conformément à l'invention, les panneaux 640, 642 sont fixés l'un à l'autre au niveau de leur jonction, au moyen d"éléments de fixation 68. Plus précisément, chaque élément de fixation 68 permet de solidariser des portions 35 superposées de ces panneaux. On voit ainsi sur la figure 5 que le panneau 640 présente un rebord 650, formant une aile recouvrant une portion du panneau 3053024 7 642. Chaque élément de fixation 68 comporte une structure d'accrochage 680, tel qu'un pontet. La structure d'accrochage 680 est fixée au panneau 640, par exemple par soudage ou par collage. La structure d'accrochage 680 est destinée à coopérer avec un lien formant un moyen de retenue, en l'espèce un 5 fil frein 682, une ouverture formant passant pour le lien étant ménagée à cet effet dans la structure d'accrochage 680. Le fil frein 682 est associé à un bouton de retenue 684 disposé en appui sur le rebord 650 du panneau 640. Le rebord 650 comporte un trou 652 traversant permettant le passage du fil frein 682. Ainsi, lors de la mise en place des panneaux 640, 642, le fil frein 682 est 10 introduit à travers rceillet de la structure d'accrochage 680. Une fois le fil frein 682 correctement positionné dans rceillet, les extrémités du fil frein 682 sont introduites à travers deux orifices correspondants (non visibles) du bouton de retenue 684. Le fil frein est ensuite torsadé de manière à assurer le serrage et l'appui du bouton de retenue 684. La fixation du fil frein 682 est sécurisée en 15 noyant les extrémités de celui-ci, par exemple dans du silicone. Comme visible sur la figure 5, les éléments de fixation 68 ne sont pas solidaires de la structure fixe interne de la nacelle. Les éléments de fixation 68 permettent de solidariser ensemble deux panneaux, évitant ainsi le risque d'un défaut au niveau de la jonction des 20 panneaux adjacents, tout en réduisant le nombre d'éléments de fixation solidaires de la structure interne fixe. En réduisant le nombre de points de fixation d'un panneau de protection thermique à la structure fixe interne, on réduit le temps de montage, la masse de l'ensemble, et on augmente l'efficacité de la protection thermique puisqu'à l'endroit des éléments de fixation 25 68, l'épaisseur de matériau isolant est plus importante, étant donné qu'il n'est plus nécessaire de prévoir dans le panneau de protection thermique un trou traversant atteignant la structure fixe interne. Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle 30 comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. REVENDICATIONS1. Ensemble d'une structure interne fixe (54) d'une nacelle de turboréacteur (2) et de panneaux (640, 642) de protection thermique, ladite 5 structure interne fixe (54) comportant une face interne (540), sur laquelle sont rapportés les panneaux (640, 642) de protection thermique, et une face externe (542) constituant une portion de la surface interne d'une veine (52) de flux froid, l'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comporte au moins un élément de fixation (68) d'un premier panneau (640) et d'un deuxième panneau (642) 10 adjacents, l'élément de fixation (68) permettant de solidariser les premier et deuxième panneaux (640, 642) l'un à l'autre au niveau d'une zone de jonction, l'élément de fixation (68) n'étant pas solidaire de la structure fixe interne (54). 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel l'élément de 15 fixation (68) comporte une structure d'accrochage (680) solidaire du deuxième panneau (642) coopérant, par l'intermédiaire d'un lien de retenue (682), avec un élément de retenue (684) disposé sur le premier panneau (640). 3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la structure 20 d'accrochage (680) se présente sous la forme d'un pontet fixé au deuxième panneau (642), par exemple par collage ou par soudage. 4. Ensemble selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le lien de retenue (682) est un fil frein. 25 5. Nacelle d'un turboréacteur d'aéronef, comportant un ensemble d'une structure interne fixe (54) et des panneaux de protection thermique conforme à l'une des revendications précédentes. 30 6. Ensemble propulsif d'aéronef comportant un turboréacteur logé dans une nacelle conforme à la revendication précédente.