Brevet FR3125093A1 — publié le 20230113

Cette bielle (10) pour nacelle (2) de turbomachine (3) comprend une zone (14) configurée pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques aptes à s’exercer sur la bielle (10), dans le sens d’un flux d’air destiné à être généré lors d’une poussée (FD) générée par la turbomachine (3). Figure pour l’abrégé : Fig. 3 Bielle pour nacelle de turbomachine La présente invention concerne les inverseurs de poussée à grilles et se rapporte plus particulièrement à la configuration des bielles de tels inverseurs de poussée. Etat de la technique antérieure Un aéronef comprend généralement un groupe motopropulseur formé par une pluralité de turboréacteurs fournissant la poussée nécessaire à son mouvement. Chaque turboréacteur est logé dans une nacelle qui comprend également un ensemble d’actionneurs d’éléments assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l’arrêt. Certaines nacelles comprennent par exemple un système mécanique d’inversion de poussée terminé par une tuyère d’éjection dont la sortie est située à l’arrière de la nacelle. L’inverseur de poussée a pour rôle, lors de l’atterrissage d’un aéronef, de réduire la distance de freinage de celui-ci en redirigeant vers l’avant au moins une partie de la poussée engendrée par le turboréacteur. Le flux d’air ainsi redirigé génère une contre-poussée contribuant au freinage de l’aéronef. A cet effet, l’inverseur de poussée obstrue la tuyère d’éjection au moyen d’un obstacle solide afin de rediriger le flux d’air secondaire vers l’avant. Les aéronefs modernes sont généralement dotés d’inverseurs de poussée à grilles comportant une pluralité de volets de blocage montés de manière articulée sur un capot mobile de manière à découvrir et ou à dissimuler des grilles d’aubes. Les grilles d’aubes sont aptes à réorienter radialement le flux d’air secondaire lorsque l’aéronef est en train de freiner. Le capot mobile est déplaçable longitudinalement en translation entre une position fermée, communément appelée « jet direct » dans laquelle les grilles sont dissimulées à l’intérieur capot, et une position ouverte ou « jet inverse » dans laquelle les grilles assurent leur fonction de déviation. Plus particulièrement, l’inverseur de poussée à grilles comprend une pluralité de bielles dont la fonction est de relier les volets de blocage à une structure interne de la nacelle communément appelée IFS (pour « Inner Fixed Structure » en anglais). Autrement dit, lorsque l’inverseur de poussée fonctionne en jet direct, les volets de blocage sont maintenus par les bielles de sorte à autoriser la circulation du flux d’air secondaire, tandis que lorsqu’il fonctionne en jet inversé, les volets sont actionnés et positionnés par les bielles de manière à dévier le flux d’air secondaire. Toutefois, il a été observé que le flux d’air a tendance à voir son orientation varier. A titre d’exemple, la configuration des écopes perturbe l’orientation du flux d’air lorsqu’il s’agit de l’utiliser pour ventiler le compartiment de la soufflante. Ces perturbations sont susceptibles de solliciter la bielle de manière à la faire fléchir, vriller ou osciller et pouvant ainsi l’endommager, augmenter la trainée et diminuer le rendement de la turbomachine. Il est donc proposé de renforcer la résistance de la bielle pour faire face aux différentes contraintes mécaniques en augmentant son épaisseur. Néanmoins, un tel dimensionnement n’est pas sans conséquence sur la masse et la trainée qui augmentent alors significativement. De plus, l’épaisseur de la bielle est choisie de manière empirique car il demeure complexe de déterminer avec précision la nature des flux d’air auxquels la bielle est exposée ainsi que le niveau des vibrations qu’ils génèrent. La bielle reste alors soumise à la même problématique avec des inconvénients supplémentaires. L’enjeu est donc de dimensionner une bielle pour volet d’inversion de poussée à grilles de manière à supporter les différentes sollicitations mécaniques tout en minimisant l’incidence sur sa masse ainsi que sur la trainée. Au vu de ce qui précède, l’invention a pour objet une bielle pour nacelle de turbomachine d’aéronef, comprenant une zone configurée pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques aptes à s’exercer sur la bielle, dans le sens d’un flux d’air destiné à être généré lors d’une poussée générée par la turbomachine. Une telle zone permet de désaligner le centre des efforts aérodynamiques de l’axe de rotation de la bielle, réduisant ainsi de manière significative les risques de détérioration de la bielle. Avantageusement, la bielle comprend des moyens d’amortissement aptes à réduire les oscillations de la bielle lorsque la poussée est générée par la turbomachine. De préférence, les moyens d’amortissement comportent un ressort à languettes en forme de U apte à entourer la rotule du pied de la bielle à l’intérieur de sa ferrure. Avantageusement, la bielle comprend un bord d’attaque faisant face à la poussée, ladite zone étant sous forme d’un empennage solidaire d’une surface de la bielle, l’empennage s’étendant dans une direction opposée audit bord d’attaque. On entend par « bord d’attaque » la surface avant en jet direct d’un profil aérodynamique, ici la bielle, qui fait face à un flux d’air. Le flux d’air est donc séparé en deux au contact de ladite surface avant. C’est alors l’empennage qui stabilise la bielle lorsqu’elle est traversée par ledit flux d’air qui est susceptible de générer un niveau vibratoire important. Un tel empennage est en outre apte à orienter la bielle suivant les lignes de courant du flux d’air afin de réduire la trainée. A cet effet, il est avantageux de positionner l’empennage pour qu’il soit en contact ou à proximité du flux d’air où l’écoulement peut être sensiblement laminaire. En variante, la zone présente une section longitudinale courbée. En courbant la bielle sur une longueur prédéterminée, celle-ci présente les mêmes avantages qu’un empennage. Le centre des efforts aérodynamiques s’exerce alors sur la zone courbée de la bielle. De préférence, la bielle comprend un bord d’attaque au moins partiellement sous forme de tirant, ladite zone étant solidaire d’une surface de la bielle qui est opposée audit bord d’attaque. Le tirant est disposé de manière à créer une transmission directe des efforts entre les deux rotules de la bielle. En conséquence, on augmente la raideur de la bielle en traction et en compression. En variante, ladite zone comprend l’ensemble de la bielle. Selon un autre aspect, il est proposé un inverseur de poussée à grilles d’une nacelle comprenant une bielle telle que définie ci-dessus, la bielle étant destinée à être fixée sur une structure interne de la nacelle. Selon un autre aspect, il est proposé un système de suspension de turbomachine à un mât d’aéronef, comprenant au moins deux bielles telles que définies ci-avant. L’invention a encore pour objet une nacelle pour turbomachine d’aéronef comprenant un inverseur de poussée à grilles et/ou un système de suspension de turbomachine tels que définis ci-avant. D’autres buts, caractéristique et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif, et faite en référence aux dessins indexés sur lesquels : représente de manière schématique une nacelle de de turbomachine pour aéronef comprenant un inverseur de poussée à grilles selon l’état de la technique ; illustrent chacune une vue selon une coupe axiale d’un inverseur de poussée à grilles respectivement en position jet direct et jet inverse selon l’état de la technique ; illustrent schématiquement différents modes de réalisation de bielle de volet d’inversion de poussée à grilles selon l’invention ; illustrent des exemples de moyens d’amortissement disposés à l’intérieur de la ferrure du pied de la bielle conformément à l’invention et, illustre de manière schématique ladite nacelle comprenant un système de suspension de la turbomachine à un mât de l’aéronef selon un mode de réalisation de l’invention. Exposé détaillé d’au moins un mode de réalisation de l’invention Sur la est représenté un dispositif propulsif 1 comprenant une nacelle 2 de structure tubulaire selon un axe longitudinal X. Le dispositif propulsif 1 comprend en outre une turbomachine 3 de type double flux par exemple, apte à générer, par l’intermédiaire d’aubes d’une soufflante 4 en rotation, un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire. Le flux d’air secondaire circule à l’extérieur de la turbomachine 3 à travers une veine annulaire 5 formée entre deux parois de la nacelle 2. Les flux primaire et secondaire sont ensuite éjectés de la turbomachine 3 par une tuyère d’éjection 6 située à l’arrière de la nacelle 2. Plus particulièrement, la tuyère d’éjection 6 comporte une tuyère primaire 61 apte à éjecter le flux primaire et une tuyère secondaire 62 apte à éjecter le flux secondaire. Afin de réduire la distance de freinage de l’aéronef lors de l’atterrissage, la nacelle 2 comprend un système mécanique d’inversion de poussée à grilles 7. Plus particulièrement, le système mécanique d’inversion de poussée 7 a pour rôle de rediriger vers l’avant de la nacelle 2 au moins une partie de la poussée engendrée par la turbomachine 3, créant ainsi une contre-poussée. Pour ce faire, des grilles d’aubes 8 sont dissimulées dans un capot mobile 9 apte à coulisser le long de rails d’une position fermée à une position ouverte de manière à les découvrir et ainsi réorienter radialement le flux d’air secondaire. La position fermée est illustrée dans la dans laquelle est représenté le capot mobile 9 comportant une pluralité de volets de blocage 12. Une bielle 10, également nommée corps de bielle, est montée pivotante sur le volet de blocage 12 et sur une structure interne fixe 11, communément appelée IFS (pour « Inner Fixed Structure » selon le vocable anglosaxon), apte à entourer la partie arrière de la turbomachine 3. La bielle 10 comprend une première articulation 101 sur le volet de blocage 12 ainsi qu’une deuxième articulation 102 correspondant au pied de la bielle 10 qui est disposé sur la structure interne 11. Autrement dit, dans une telle position fermée, le flux secondaire est apte à circuler dans la veine annulaire 5 et générer avec le flux primaire une poussée FD. Pour générer une contre-poussée comme illustré dans la par la référence FI, un actionneur tel qu’un vérin hydraulique (non représenté sur la figure) fait coulisser le capot 9 et entraine l’obturation de la veine annulaire 5 par les volets de blocage 12. Par conséquent, le flux d’air secondaire est redirigé à travers les grilles d’aubes 8 pour créer la contre-poussée FI. Toutefois, la poussée FD expose le bord d’attaque 13 de la bielle 10 à différentes forces telles que la force de trainée, la force de portance et la force de dérive, constituant des efforts aérodynamiques. En outre, le flux d’air peut voir son orientation varier lorsque les écopes l’utilisent pour ventiler le compartiment de la soufflante par exemple. Ces perturbations ainsi que les forces exercées sur la bielle sont alors susceptibles de faire fléchir, vriller, osciller la bielle 10, voire l’endommager. Pour protéger la bielle 10 contre de telles sollicitations mécaniques, celle-ci comprend une zone 14 telle qu’illustrée dans la . Plus précisément, la zone 14 est configurée pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques, aptes à s’exercer sur la bielle 10, dans le sens de la poussée FD. Dans ce premier mode de réalisation, la zone 14 est sous forme d’un empennage 15 solidaire d’une surface 16 de la bielle 10 qui est opposée audit bord d’attaque 13. Grâce à l’empennage 15, la bielle 10 gagne en stabilité lorsqu’elle est traversée par le flux d’air FD et peut être orientée en fonction des lignes de courant dudit flux d’air. Il est par ailleurs avantageux de positionner l’empennage 15 pour qu’il soit en contact ou à proximité du flux d’air où l’écoulement est laminaire. L’empennage 15, la surface 16 et la tige 17 peuvent être entièrement usinés dans un même bloc de matière que la bielle 10 afin d’obtenir une seule pièce. Dans le cas contraire, la tige 17 est fixée à la surface 16 par un assemblage vissé par exemple. La illustre un deuxième mode de réalisation de la zone 14 de la bielle 10. Dans cet exemple, la zone 14 présente une section longitudinale définie courbée 18. Plus précisément, la bielle 10 présente une courbure convexe. Afin de faciliter le déplacement du centre des efforts aérodynamiques vers la zone 14, le bord d’attaque 13 de la bielle est partiellement sous forme de tirant 19. Plus particulièrement, les extrémités 20 et 21 de la courbe sont solidaires respectivement des extrémités 22 et 23 du tirant 19. En variante et tel qu’illustré dans la , l’extrémité 20 de la courbe est reliée à la première articulation 101 sur le volet de blocage 12 et l’extrémité 21 est reliée à la deuxième articulation 102 correspondant au pied de la bielle 10. Autrement dit, ladite zone 14 comprend toute la longueur D3 de la bielle 10. La illustre des moyens d’amortissement 24 aptes à réduire d’éventuelles oscillations de la bielle 10 et ainsi la stabiliser lorsque la poussée FD est générée par la turbomachine 3. De tels moyens d’amortissement 24 comportent un ressort à languettes 25 en forme de U. Le ressort 25 est ainsi apte à entourer la deuxième articulation 102 du pied de la bielle 10, ici une rotule, à l’intérieur de sa ferrure 27 tel qu’illustré dans la . Alternativement, les moyens d’amortissement 24 comportent des rondelles en élastomère disposées sur chaque côté d’au moins une articulation 101 ou 102 de la bielle 10. On se réfère à la qui illustre ladite nacelle 2 comprenant un système de suspension 26 de la turbomachine 3 à un mât de l’aéronef, apte à être disposé sur la partie arrière de la turbomachine 3. Un tel système comprend plus particulièrement au moins deux bielles 10 configurées pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques aptes à s’exercer sur chacune d’elles, dans le sens du flux d’air destiné à être généré lors de la poussée FD. Chaque bielle 10 comprend par ailleurs lesdits moyens d’amortissement 24 et peut disposer dudit empennage dans la zone 14. La zone 14 peut présenter dans ce cas une section longitudinale courbée. Bielle (10) pour nacelle (2) de turbomachine (3) d’aéronef, caractérisée en ce que la bielle (10) comprend une zone (14) configurée pour déplacer le centre des efforts aérodynamiques aptes à s’exercer sur la bielle (10), dans le sens d’un flux d’air destiné à être généré lors d’une poussée (FD) générée par la turbomachine (3). Bielle (10) selon la revendication 1, comprenant des moyens d’amortissement (24) aptes à réduire les oscillations de la bielle (10) lorsque la poussée (FD) est générée par la turbomachine (3). Bielle (10) selon la revendication 2, dans lequel les moyens d’amortissement (24) comportent un ressort à languettes (25) en forme de U apte à entourer la rotule (102) du pied de la bielle (10) à l’intérieur de sa ferrure (27). Bielle (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant un bord d’attaque (13) faisant face à la poussée (FD), ladite zone (14) étant sous forme d’un empennage (15) solidaire d’une surface (16) de la bielle (10), l’empennage s’étendant dans une direction opposée audit bord d’attaque (13). Bielle (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle la zone (14) présente une section longitudinale courbée (18). Bielle (10) selon la revendication 5, comprenant un bord d’attaque (13) au moins partiellement sous forme de tirant (19), ladite zone (14) étant solidaire d’une surface de la bielle (10) opposée audit bord d’attaque (13). Bielle (10) selon la revendication 5, dans laquelle ladite zone (14) comprend l’ensemble de la bielle (10). Inverseur de poussée à grilles (7) d’une nacelle (2) comprenant une bielle (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, la bielle (10) étant destinée à être fixée sur une structure interne de la nacelle (2). Système de suspension de turbomachine (3) à un mât d’aéronef, comprenant au moins deux bielles (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7. Nacelle (2) pour turbomachine (3) d’aéronef, comportant un inverseur de poussée à grilles (7) selon la revendication 8 et/ou un système de suspension de turbomachine (3) selon la revendication 9.