Brevet FR3100797A1 — publié le 20210319

L’invention consiste en un composant structurel d’échappement (20), pour propulseur BLI situé à l’arrière du fuselage et comprenant une soufflante entrainée en rotation par une turbine (5). Le composant structurel d’échappement (20) comprend un flasque de fixation (19) configurée pour être fixée sur une partie arrière du fuselage et une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie (19) et s’étendant vers l’arrière. La deuxième partie formant une tubulure (24) par laquelle s’écoulent des gaz d’échappement de la turbine. De plus, un moyeu (17) relié mécaniquement à la deuxième partie est agencé coaxialement à cette dernière. Le moyeu (17) guide en rotation et maintient axialement un arbre de soufflante. Le composant structurel d’échappement (20) est adapté à fixer à la partie arrière de fuselage le groupe propulseur. Ainsi, le composant structurel d’échappement (20) remplit plusieurs fonctions. Figure pour l’abrégé : Figure 2 Composant structurel d’échappement pour groupe propulseur BLI arrière La présente invention concerne un composant structurel d’échappement utilisé dans l’architecture des groupes propulseurs d’aéronefs. Elle concerne également un groupe propulseur équipé d’un tel composant et son implantation sur un aéronef ainsi qu’un aéronef équipé d’un tel groupe propulseur. L’invention s’applique en particulier à l’architecture des groupes propulseurs de type BLI à 360° implantés en partie arrière du fuselage d’un aéronef. Communément, l’architecture générale des aéronefs commerciaux présente un fuselage, une voilure comportant deux ailes et un empennage arrière. De tels aéronefs comportent en outre un ou plusieurs groupes propulseurs, les plus communément employés étant des turboréacteurs. Les groupes propulseurs peuvent être implantés sur l’aéronef selon différentes configurations. Le plus couramment, ils sont suspendus au-dessous des ailes par des mâts de support, mais ils peuvent aussi être fixés à l’arrière du fuselage par des mâts ou au niveau de l’empennage. Lors du déplacement dans l’air de l’aéronef, ses surfaces externes influent sur l’écoulement de l’air. En particulier, lors du déplacement d’un profil aérodynamique dans l’air, une couche limite se crée à la surface de ce profil aérodynamique. Cette couche limite correspond à une zone dans laquelle la vitesse d’écoulement de l’air est ralentie par la viscosité de l’air en contact avec les surfaces du profil. En général, les groupes propulseurs sont configurés de façon à ne pas aspirer cette couche limite se créant sur les surfaces aérodynamiques de l’aéronef. C’est pour cela que le plus souvent les groupes propulseurs sont suspendus sous la voilure ou à distance du fuselage sur la partie arrière d’un aéronef par des mâts de support. Néanmoins, l’ingestion par le groupe propulseur de cette couche limite présente certains avantages améliorant l’efficacité de la propulsion de ces aéronefs et réduisant leur consommation spécifique, c’est-à-dire la consommation de carburant rapportée à la masse de l’aéronef. Afin de profiter de ces avantages un groupe propulseur peut ainsi être configuré pour ingérer la couche limite. De tels groupes propulseurs sont généralement désignés par l’acronyme BLI pour « Boundary Layer Ingestion ». Une possible configuration d’un groupe propulseur de type BLI sur un aéronef est son implantation en partie arrière du fuselage. Dans la suite, les positions axiales relatives des composants d’un groupe propulseur et d’un aéronef seront indiquées respectivement par rapport à la direction du flux d’air le traversant et au déplacement de l’aéronef. Dans les groupes propulseurs BLI implantés en partie arrière de fuselage, une turbine à gaz est couplée à une soufflante située en aval de la turbine à gaz par l’intermédiaire d’une boite de vitesse. Ces groupes propulseurs comportent aussi un ensemble d’aubes fixes situé en aval de la soufflante, et une nacelle formant un carénage autour de la soufflante et de l’ensemble d’aube fixe. Alors que les groupes propulseurs conventionnels sont suspendus sous les ailes par des mâts de supports profilés relativement courts et suffisamment rigides pour transmettre à la voilure la poussée et toutes les contraintes mécaniques et aérodynamiques générées par ces groupes propulseurs, la transmission au fuselage de la poussée et de ces contraintes générées par les groupe propulseurs BLI arrière est plus compliquée à gérer du fait de leur position en porte-à-faux dans le prolongement de la partie arrière du fuselage. La position de la turbine à gaz de la soufflante et de l’ensemble d’aubes fixes les uns derrière les autres augmente le problème de rigidité de la fixation et de l’architecture des groupes propulseurs BLI arrière. De plus, il est important de respecter la continuité aérodynamique de la forme arrière de l’aéronef ce qui limite l’espace disponible pour implanter ces groupes propulseurs BLI à l’arrière du fuselage. Additionnellement, la position de la turbine à gaz dans la partie arrière du fuselage en amont de l’ensemble du groupe propulseur BLI formé par la soufflante, l’ensemble d’aubes fixes et le carénage nécessite une gestion du flux des gaz d’échappement chauds vers l’arrière de l’aéronef. En effet, il faut permettre à ces gaz d’échappement quittant la turbine de traverser la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes au niveau du pied des aubes de soufflante et des aubes fixes sans pénaliser les performances du groupe propulseur et sans générer des phénomènes de pompage au niveau du groupe propulseur. Cette gestion des flux d’échappement influe également sur l’architecture interne des groupes BLI au niveau de l’interface entre le groupe propulseur BLI et la partie arrière du fuselage. La présente invention a donc pour but de solutionner le problème du transfert des charges d’une part, de la turbine à gaz à la soufflante, et d’autre part, de l’ensemble formé par la soufflante, l’ensemble d’aubes fixes et la nacelle au fuselage tout en respectant les contraintes de gestion du flux des gaz d’échappement. A cet effet, l’invention vise, selon un premier aspect, un composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef situé à l’arrière d’un fuselage d’aéronef et comprenant une soufflante entrainée en rotation par une turbine située en amont de ladite soufflante, ledit composant étant caractérisé en ce qu’il comprend une première partie configurée pour être fixée sur une partie arrière d’un fuselage d’aéronef ; une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie et s’étendant vers l’arrière à partir de ladite première partie, ladite deuxième partie présentant des éléments configurés pour guider des gaz d’échappement de ladite turbine ; et une troisième partie reliée mécaniquement à ladite deuxième partie et agencée coaxialement à cette dernière, ladite troisième partie présentant un alésage configuré pour guider en rotation et maintenir axialement un axe de soufflante. Le composant structurel d’échappement est adapté à fixer au fuselage le groupe propulseur. Ainsi, le composant structurel d’échappement fait office de mât de support du groupe propulseur au fuselage de l’aéronef, dans le contexte d’un propulseur BLI situé à l’arrière du fuselage, tout en guidant les gaz d’échappement vers l’arrière du groupe propulseur. De plus, le composant structurel d’échappement peut permettre aux gaz d’échappement quittant la turbine de traverser la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes au niveau du pied des aubes de soufflante et des aubes fixes sans pénaliser les performances du groupe propulseur et sans générer des phénomènes de pompage au niveau du groupe propulseur. Avantageusement, la première partie du composant structurel d’échappement est un flasque de fixation de forme annulaire dont une face avant est configurée pour être plaquée sur la partie arrière du fuselage d’aéronef par des moyens de fixation. Préférentiellement, la deuxième partie du composant structurel d’échappement comprend un premier élément extérieur de forme sensiblement tubulaire dont une extrémité avant est reliée mécaniquement à une face arrière du flasque de fixation, et un deuxième élément également de forme sensiblement tubulaire agencé coaxialement à l’intérieur dudit premier élément ; lesdits premier et deuxième éléments formant entre eux un canal d’écoulement des gaz d’échappement de forme substantiellement annulaire. Avantageusement, le deuxième élément tubulaire est relié mécaniquement au premier élément tubulaire par des ailettes s’étendant radialement entre les deux et adaptées à guider les gaz d’échappement. Préférentiellement, la troisième partie du composant structurel d’échappement est de forme sensiblement tubulaire et est reliée mécaniquement à l’extrémité arrière du deuxième élément tubulaire à partir duquel elle s’étend vers l’arrière. Avantageusement, le deuxième élément tubulaire forme un carter entourant la boite de vitesse reliant la turbine à la soufflante. Préférentiellement, le composant structurel d’échappement est réalisé en un matériau capable d’absorber de fortes contraintes mécanique dans un environnement thermique sévère avec des températures supérieures à 500°C. La présente invention concerne, selon un deuxième aspect, un groupe propulseur de type BLI comprenant un composant structurel d’échappement tel que décrit ci-dessus. Avantageusement, le groupe propulseur de type BLI comprend un sous-ensemble comprenant la soufflante, un ensemble d’aubes fixes et une nacelle, et dans lequel la poussée et les charges mécaniques générées par ce sous-ensemble sont transférées à l’extrémité arrière du fuselage par ledit composant structurel d’échappement, et/ou dans lequel la nacelle est reliée mécaniquement au composant structurel d’échappement par des tirants. La présente invention concerne, selon un troisième aspect, un aéronef comprenant un groupe propulseur de type BLI tel que décrit ci-dessus situé en partie arrière de l’aéronef. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention sont mis en évidence par la description ci-après d’exemples non-limitatifs de réalisation des différents aspects de l’invention. La description se réfère aux figures annexées qui sont aussi données à titre d’exemples de réalisation non limitatifs de l’invention : la figure 1 représente, une vue de coté en coupe du groupe propulseur BLI fixé à la partie arrière du fuselage ; la figure 2 illustre un exemple de composant structurel conforme à l’invention ; la figure 3 représente une vue de côté de l’ensemble formé par le composant structurel d’échappement, la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes ; et la figure 4 représente une vue en perspective d’un aéronef équipé d’un groupe propulseur BLI monté à l’arrière du fuselage. La figure 1 montre un groupe propulseur de type BLI à 360° 1 monté à l’arrière du fuselage 2 d’un aéronef. Dans cette figure seulement, la structure de la partie arrière du fuselage est représentée. Le groupe propulseur BLI 1 comprend une soufflante 3 reliée par un arbre de soufflante 4 à une unité motrice qui l’entraîne en rotation. Dans l’exemple de mise en œuvre de l’invention décrit ci-dessous, l’unité motrice est une turbine à gaz 5 présentant un arbre moteur 6. L’arbre moteur 6 entraîne en rotation l’arbre de soufflante 4 à travers une boite de vitesse 7 constituée, par exemple, d’un train épicycloïdal. La boite de vitesse 7 est située en amont de la soufflante et en aval de la turbine à gaz 5. L’arbre de soufflante 4 présente un alésage dans lequel est monté un arbre intérieur 8. L’arbre intérieur 8 soutient un ensemble d’aubes fixes 9 situé en aval de la soufflante 3 afin de redresser le flux d’air expulsé en sortie de soufflante 3. En aval de l’ensemble d’aubes fixes 9 se trouve un cône intérieur 10 formant une tuyère 13 avec une partie arrière d’une enveloppe intérieure 11 d’une nacelle 12. C’est par la tuyère 13 que le flux d’air expulsé par la soufflante 3 produit la poussée générée par le groupe propulseur 1. Le cône intérieur 10 est monté sur l’arbre intérieur 8. La partie centrale de la nacelle 12 forme un carénage de soufflante 14 entourant les aubes de la soufflante 3 et les aubes de l’ensemble d’aubes fixes 9. Des tirants carénés 15 sont situés sur l’avant de la nacelle 12. Les tirants 15 s’étendent radialement de la partie arrière du fuselage 2 à la nacelle 12 afin de relier mécaniquement la nacelle 12 à la partie arrière du fuselage 2. Dans une variante non-illustrée, les tirants relient la nacelle 12 au composant structurel d’échappement 20. Ainsi, toutes les contraintes mécaniques de la nacelle sont transmises au composant structurel d’échappement. Dans une autre variante non-illustrée, les tirants peuvent-être supprimés. Dans ce cas, les efforts de la nacelle transitent vers le composant structurel d’échappement 20 via l’ensemble d’aubes fixes 9, les arbres 4 et 8, et les paliers 16 au lieu d’être directement transférés de la nacelle 12 au fuselage ou au composant structurel d’échappement. L’arbre de soufflante 4 est guidé en rotation par des paliers 16 montés dans un moyeu 17. En amont du moyeu 17, se trouve un carénage de boite de vitesse 18 relié mécaniquement au moyeu 17. En amont du carénage de boite de vitesse 18 se trouve un flasque de fixation 19 relié mécaniquement au carénage de boite de vitesse 18. Le flasque de fixation 19 est fixé à la structure de la partie arrière de fuselage 2. Le flasque de fixation 19, le carénage de boite de vitesse 18 et le moyeu 17 forment respectivement une première, une deuxième et une troisième partie d’un composant structurel d’échappement 20. Ainsi, le composant structurel d’échappement 20 reprend les contraintes mécaniques et la poussée générées par le groupe propulseur pour les transmettre à la partie arrière du fuselage 2 de l’aéronef. La turbine à gaz 5 qui est reliée mécaniquement à la partie arrière de fuselage 2 transmet un couple moteur à la soufflante 3 qui génère la poussée du groupe propulseur 1. Les contraintes mécaniques principalement dues à la poussée et à la transmission du couple moteur transitent par l’arbre de soufflante 4 qui est guidé radialement et axialement dans le composant structurel d’échappement 20 par les paliers 16 qui lui transmettent les efforts. Les paliers 16 peuvent être des roulements de guidage radial et axial, tel que des roulements à billes, à rouleaux ou à cages. Enfin l’élément structurel 20 transmet ces efforts à la partie arrière de fuselage 2 via un système de fixations (non-illustré dans les figures) Le composant structurel d’échappement 20 illustré dans la figure 2 fait office de « mât de support » pour relier mécaniquement le groupe propulseur BLI 1 au fuselage de l’aéronef. Comme décrit ci-après, le composant structurel d’échappement 20 remplit d’autres fonctions du fait de son architecture. La figure 2 montre le composant structurel d’échappement 20. En amont se trouve le flasque de fixation 19. Le flasque de fixation a une forme sensiblement annulaire qui est plaquée sur la partie arrière de fuselage 2 par des moyens de fixation démontables, par exemple une pluralité de boulons de tensions distribués radialement à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30 pour constituer une jonction orbitale (non-représentés dans les figures). Cet ensemble constitué du flasque de fixation 19, du carénage 18 et du moyeu 17 font office de mât de support pour le propulseur BLI 1. Le moyeu 17 qui forme la troisième partie du composant structurel d’échappement 20 a une forme sensiblement tubulaire s’étendant vers l’aval à partir du carénage de boite de vitesse 18. Un alésage 21 est usiné à l’intérieur du moyeu 17 où sont montés les paliers 16. Ici ce sont les bagues extérieures des roulements de guidage qui sont montées dans l’alésage 21. Ces paliers 16 assurent le guidage en rotation de l’arbre de soufflante 4 et son maintien axial. Des nervures de raidissement 22 s’étendent radialement autour du moyeu 17 et sont reliées mécaniquement au moyeu 17 et au carénage de boite de vitesse 18 afin de renforcer structurellement la partie aval du composant structurel d’échappement 20 afin d’assurer une continuité du chemin d’efforts en absorbant notamment les incidences de formes liées aux variations de diamètres des différents éléments cylindriques. Le carénage de boite de vitesse 18 a une forme sensiblement tubulaire entourant étroitement la boite de vitesse 7 (non représentée dans la figure 2). Cette fonction de carénage de boite de vitesse est le deuxième rôle du composant structurel d’échappement 20. Une conduite d’échappement 23 est montée coaxialement autour du carénage de boite de vitesse 18. La conduite d’échappement 23 et le carénage de boite de vitesse 18 forment respectivement une première partie extérieure et une deuxième partie intérieure d’une tubulure d’échappement 24 de forme sensiblement annulaire. Les gaz d’échappement chauds (ou flux primaire), expulsés par la turbine à gaz 5s’écoulent dans la tubulure d’échappement 24 et sont guidés vers les pieds des aubes de la soufflante 3 et de l’ensemble d’aubes fixes 9 par des ailettes d’échappement 25. Ces ailettes d’échappement 25 s’étendent radialement, et sont avantageusement uniformément distribuées à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30, entre le carénage de boite de vitesse 18 et la conduite d’échappement 23. La conduite d’échappement 23 s’étend axialement vers l’amont jusqu’au flasque de fixation 19 auquel elle est reliée mécaniquement. La conduite d’échappement 23, le carénage de boite de vitesse 18 et les ailettes 25 permettent ensemble de guider les gaz d’échappement de la turbine 5 vers l’arrière afin qu’ils s’échappent par la tuyère 13. C’est le troisième rôle du composant structurel d’échappement 20. La figure 3 montre un sous-ensemble du groupe propulseur BLI formé par le composant structurel d’échappement 20, avec en aval la soufflante 3 et l’ensemble d’aubes fixes 9. Afin d’assurer une fixation de ce sous-ensemble à la partie arrière du fuselage, un certain nombre de moyens de fixations tels que des boulons doivent être répartis de façon orbitale sur le flasque de fixation 19, par exemple une douzaine de boulons uniformément distribués à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30 (non représenté dans les figures). Le profil de la conduite d’échappement 23 et sa configuration autour du carénage de boite de vitesse 18 permet un flux du gaz d’échappement de turbine sans obstacle majeur du fait de la petite taille et du profil aérodynamique des ailettes d’échappement 25. La tubulure d’échappement 24 est prolongée par un carénage d’échappement arrière 26 qui s’étend radialement et vers l’arrière dans le prolongement de la conduite d’échappement 23 autour du moyeu 17. Ce carénage d’échappement 26 vient s’assembler sur le composant structurel d’échappement 20 afin de guider les gaz d’échappement quittant la tubulure d’échappement 24 jusqu’au pied des aubes de la soufflante 3. L’architecture du composant structurel d’échappement 20 permet de positionner la boite de vitesse 7 entre la turbine 5 et la soufflante 3. Un carénage aérodynamique 27 est fixé sur la face aval du flasque de fixation afin de prolonger la partie arrière de fuselage afin d’en assurer la continuité aérodynamique. Ce carénage aérodynamique 27 entoure le composant structurel d’échappement 20 jusqu’à la soufflante 3 afin d’y guider l’écoulement du flux aérodynamique d’entrée, notamment celui de la couche limite. Le matériau formant le composant structurel d’échappement 20 doit nécessairement être capable d’absorber de fortes contraintes mécanique dans un environnement thermique sévère avec des températures supérieures à 500°C du fait du flux de gaz d’échappement qui le traversent. A cette fin, ce matériau peut être de l’Inconel ® qui est capable de supporter des températures allant jusqu’à 550°C, un acier ou un matériau CMC (Composite à matrice céramique). La figure 4 montre un aéronef 28 équipé d’un groupe propulseur BLI 1 tel que décrit ci-dessus. Le groupe propulseur BLI 1 est situé en bout de la partie arrière de fuselage 2. Comme indiqué dans la description qui précède, les différents aspects de l’invention, comme par exemple l’architecture intérieure du groupe propulseur ou l’architecture du composant structurel d’échappement, peuvent être mis en œuvre isolément ou sous toute forme de combinaison selon le contexte et dans des variantes de configurations différentes de celles décrites ci-avant. Par exemple les tirants carénés 15 peuvent être reliés directement au composant structurel d’échappement 20, par exemple au flasque de fixation 19. Ainsi, la majeure partie des charges mécaniques générées par ou s’appliquant au groupe propulseur BLI 1 sont reprises par le composant structurel d’échappement 20. Dans cette variante, les contraintes mécaniques transmises au composant structurel d’échappement 20 incluent les contraintes aérodynamiques subies par la nacelle 12 durant les différentes phases de vol de l’aéronef 28. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur BLI d’aéronef (1) situé à l’arrière d’un fuselage d’aéronef (2) et comprenant une soufflante (3) entrainée en rotation par une turbine (5) située en amont de ladite soufflante (3), ledit composant étant caractérisé en ce qu ’il comprend : - une première partie (19) configurée pour être fixée sur une partie arrière d’un fuselage d’aéronef (2) ; - une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie (19) et s’étendant vers l’arrière à partir de ladite première partie (19), ladite deuxième partie présentant des éléments (18, 23) configurés pour guider des gaz d’échappement de ladite turbine (5); et - une troisième partie (17) reliée mécaniquement à ladite deuxième partie et agencée coaxialement à cette dernière, ladite troisième partie (17) présentant un alésage (21) configuré pour guider en rotation et maintenir axialement un arbre de soufflante (4) ; ledit composant structurel d’échappement (20) étant adapté à fixer à la partie arrière de fuselage (2) le groupe propulseur (1). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel la première partie est un flasque de fixation (19) de forme annulaire dont une face avant est configurée pour être plaquée sur la partie arrière du fuselage (2) par des moyens de fixation. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 2, dans lequel la deuxième partie comprend un premier élément extérieur (23) de forme sensiblement tubulaire dont une extrémité avant est reliée mécaniquement à une face arrière du flasque de fixation (19), et un deuxième élément intérieur (18) de forme sensiblement tubulaire agencé coaxialement à l’intérieur dudit premier élément (23) ; lesdits premier et deuxième éléments (23, 18) formant entre eux une tubulure d’écoulement des gaz d’échappement de forme sensiblement annulaire. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 3, dans lequel le deuxième élément intérieur (18) est relié mécaniquement au premier élément extérieur (23) par des ailettes d’échappement (25) s’étendant radialement, entre lesdits premier et deuxième éléments (23, 18) et adaptées à guider les gaz d’échappement. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications 3 et 4, dans lequel la troisième partie (17) est de forme sensiblement tubulaire et est reliée mécaniquement à une extrémité arrière du deuxième élément intérieur (18), ladite troisième partie (17) s’étendant vers l’arrière dudit deuxième élément intérieur (18). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel le deuxième élément intérieur (18) forme un carter entourant une boite de vitesse (8) reliant la turbine (5) à la soufflante (3). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il est en un matériau apte à absorber de fortes contraintes mécaniques dans un environnement thermique supérieur à 500°C. Groupe propulseur de type BLI caractérisé en ce qu’il comprend un composant structurel d’échappement (20) selon l’une des revendications précédentes. Groupe propulseur de type BLI selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un sous-ensemble comprenant la soufflante (3), un ensemble d’aubes fixes (9) et une nacelle (12), et dans lequel la poussée et les charges mécaniques générées par ledit sous-ensemble sont transférées à l’extrémité arrière du fuselage (2) par ledit composant structurel d’échappement (20), et/ou dans lequel la nacelle (12) est reliée mécaniquement au composant structurel d’échappement (20) par des tirants (15) afin de transmettre au composant structurel d’échappement (20) les contraintes aérodynamiques subies par la nacelle (12). Aéronef caractérisé en ce qu’il comprend un groupe propulseur de type BLI (1) selon l’une des revendications 8 et 9, situé en partie arrière d’un fuselage (2) de l’aéronef.