Brevet FR3128206A1 — publié le 20230421

Ensemble arrière de nacelle de turboréacteur comprenant au moins une paroi composite (20) séparant une partie froide (8) d’une partie chaude (12) comprenant un élément à refroidir (23), la paroi composite (20) comprenant des première et seconde peaux (30, 32) s’étendant respectivement en regard de la partie froide (8) et de la partie chaude (12), séparées l’une de l’autre par un ensemble médian (34) comprenant des cellules délimitées par des parois internes (42). La première peau (30) comprend une pluralité d’orifices (48) traversants reliant la partie froide (8) et les cellules, les parois internes (42) comprenant des orifices (44) traversants reliant les cellules entre elles, et la seconde peau (32) comprenant un orifice (52) traversant débouchant en regard de l’élément à refroidir (23). Figure à publier avec l’abrégé : 4 Ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur Domaine technique de l’invention L’invention concerne un ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur, ainsi qu’un ensemble de propulsion comprenant une nacelle équipée d’un tel ensemble arrière. Etat de la technique antérieure Un aéronef peut être propulsé par un ou plusieurs turboréacteurs, logés dans des nacelles fixées au carénage ou à la voilure de l’aéronef. Un ensemble propulsif comprenant une nacelle 1 est représenté sur la . La nacelle 1 présente une structure sensiblement tubulaire comprenant une lèvre 2 définissant une entrée d’air amont, un ensemble intermédiaire 3 destiné à entourer une soufflante 4 d’un turboréacteur 5, un ensemble arrière 6 comprenant une structure interne fixe 7, pouvant intégrer un inverseur de poussée et une structure externe fixe 9. L’ensemble arrière 6 entoure une chambre de combustion, un compresseur et une turbine du turboréacteur 5. La nacelle et généralement terminée par une tuyère d’éjection 10 en aval du turboréacteur. Le turboréacteur est du type à double flux, apte à engendrer, d’une part, un flux d’air chaud ou flux primaire 11, issu de la chambre de combustion et circulant dans un compartiment cœur 12 du turboréacteur, et d’autre part, un flux d’air froid ou flux secondaire 13, issu de la soufflante 4 et circulant hors du turboréacteur, dans un espace annulaire appelé veine froide 8, entre le carénage externe 9 et la structure interne fixe 7 de la nacelle. La température dans le compartiment cœur 12 est typiquement comprise entre 100°C et 400°C, tandis que la température dans la veine froide 8 est typiquement comprise entre -50°C et 100°C. Comme représenté sur la , la structure interne fixe 7 comprend des parois 20 séparant une partie froide comprenant la veine froide 8, d’une partie chaude proche du réacteur, comprenant le compartiment cœur 12. Certains éléments contenus dans cette partie chaude peuvent être usés ou endommagés par les contraintes thermiques engendrées par les hautes températures qui y règnent. Cela est notamment le cas des dispositifs d’amortissement et d’arrêt 23, également appelés « bumpers », disposés dans la partie chaude de la nacelle au niveau d’un mât 24 d’accrochage ainsi qu’à l’opposé dudit mât 24, et fixés à la paroi 20 de la structure interne fixe 7. Ces dispositifs d’amortissement et d’arrêt 23 permettent de limiter le déplacement de la structure interne fixe 7, notamment des parois 20, dus aux contraintes mécaniques en fonctionnement. La illustre de manière détaillée un tel dispositif d’amortissement et d’arrêt 23 fixé à une des parois composites 20 de la structure interne fixe 7. La paroi composite 20 comprend une première peau 30 s’étendant en regard de la partie froide 8 et une seconde peau 32 s’étendant en regard de la partie chaude 12, ainsi qu’un ensemble médian 34 formant une pluralité de cellules entre les première et seconde peaux 30, 32. Le dispositif d’amortissement et d’arrêt 23 est situé dans la partie chaude 12, et nécessite un refroidissement afin de prévenir des dommages en cas d’élévation trop forte de la température. Le dispositif d’amortissement et d’arrêt 23 est fixé à la paroi composite 20 au moyen d’organes de fixation 36 traversants les première et seconde peaux 30, 32, ce qui permet de les refroidir au contact du flux d’air circulant dans la partie froide 8. De plus, la paroi composite 20 définit un orifice 38 traversant les première et seconde peaux 30, 32, en regard du dispositif d’amortissement et d’arrêt, prévu pour acheminer une partie 40 du flux d’air froid circulant dans la partie froide 8 vers ledit dispositif d’amortissement et d’arrêt 23 afin de le refroidir. Ce type d’orifice 38 de refroidissement est décrit plus en détail dans la demande FR 3 072 908 A1. Ces systèmes de refroidissement pour des éléments de nacelle de turboréacteur peuvent encore être améliorés. En effet, les perçages traversants de la paroi composite nécessaires pour l’orifice de refroidissement 38 et les organes de fixation 36 du dispositif d’amortissement et d’arrêt 23 nécessitent des étapes de fabrication supplémentaires et réduisent la surface totale de la paroi composite 20 réalisant une isolation acoustique du turboréacteur. Présentation de l’invention L’invention vise à remédier à ces inconvénients. A cet effet, l’invention a pour objet un ensemble arrière pour nacelle de turboréacteur comprenant au moins une paroi composite destinée à séparer une partie froide d’une partie chaude, ledit ensemble arrière comprenant un élément à refroidir, la paroi composite comprenant des première et seconde peaux s’étendant respectivement en regard de la partie froide et de la partie chaude, séparées l’une de l’autre par un ensemble médian comprenant des cellules délimitées entre elles par des parois internes, caractérisée en ce que la première peau comprend une pluralité d’orifices traversants reliant la partie froide et les cellules, les parois internes comprenant des orifices traversants reliant les cellules entre elles, et la seconde peau comprenant au moins un orifice traversant débouchant en regard de l’élément à refroidir. Un tel ensemble arrière permet un refroidissement amélioré de l’élément à refroidir, avec un assemblage simplifié et moins couteux, tout en conservant une isolation acoustique maximale en n’ayant pas recours à des perçages traversants. La paroi composite peut être une paroi d’une structure interne fixe d’un inverseur de poussée. Une telle paroi sépare des régions froides et chaudes et bénéficie beaucoup d’une isolation acoustique importante pour couvrir le bruit de la turbomachine. L’élément à refroidir peut être un dispositif d’amortissement et d’arrêt fixé sur la paroi composite. L’élément à refroidir est fixé à la paroi composite par des organes de fixation traversant la seconde peau, les orifices dans les parois internes étant situés plus proches de la seconde peau que de la première peau. Une telle caractéristique permet un refroidissement supplémentaire des organes de fixation par le flux d’air dans les cellules, et permet de se dispenser d’organes de fixation traversants. Les organes de fixation sont à l’écart de la première peau. Notamment, les organes de fixation ne traversent pas la première peau. De tels organes de fixation améliorent encore l’isolation acoustique mise en œuvre par la paroi. La partie froide peut être une veine froide de la nacelle de turboréacteur, et la partie chaude est un espace de réception d’un compartiment cœur de turboréacteur. La veine froide est par exemple un espace annulaire délimité par un carénage externe de la nacelle d’une part et la paroi composite d’autre part, destiné à accueillir un flux d’air froid. Le compartiment cœur est une zone située entre la structure interne fixe de l’inverseur et le moteur. Les cellules peuvent être des alvéoles à section carrée, rectangulaire, triangulaire ou hexagonale, dans un plan parallèle aux première et seconde peaux. La seconde peau peut comprendre un unique orifice traversant débouchant en regard de l’élément à refroidir, les orifices dans les parois internes étant agencés de manière convergente vers cet unique orifice traversant. Alternativement, la seconde peau peut comprendre une pluralité d’orifices traversant débouchant en regard du même élément à refroidir, des orifices internes respectifs distincts étant agencés de manière convergente vers chacun des orifices traversants. L’invention concerne aussi un ensemble de propulsion comprenant une nacelle comprenant un ensemble arrière tel que décrit plus haut et un turboréacteur reçu dans la nacelle. L’invention concerne en outre un aéronef comprenant au moins un ensemble de propulsion tel que décrit plus haut. Ledit aéronef peut être un avion. Brève description des figures la est une vue en coupe longitudinale d’un ensemble de propulsion de l’état de la technique, comprenant une nacelle et un turboréacteur, la est une vue en coupe transversale de l’ensemble propulsif de la , la est une vue en coupe transversale de détail de la nacelle des figures 1 et 2, la est une vue en coupe transversale de détail d’un ensemble arrière de nacelle selon l’invention, et la est une vue en coupe d’un ensemble médian de l’ensemble arrière de la . Ensemble arrière (6) pour nacelle (1) de turboréacteur comprenant au moins une paroi composite (20) destinée à séparer une partie froide (8) d’une partie chaude (12), ledit ensemble arrière (6) comprenant un élément à refroidir (23), la paroi composite (20) comprenant des première et seconde peaux (30, 32) s’étendant respectivement en regard de la partie froide (8) et de la partie chaude (12), séparées l’une de l’autre par un ensemble médian (34) comprenant des cellules délimitées entre elles par des parois internes (42), caractérisée en ce que la première peau (30) comprend une pluralité d’orifices (48) traversants reliant la partie froide (8) et les cellules, les parois internes (42) comprenant des orifices (44) traversants reliant les cellules entre elles, et la seconde peau (32) comprenant au moins un orifice (52) traversant débouchant en regard de l’élément à refroidir (23). Ensemble arrière (6) selon la revendication 1, dans lequel la paroi composite (20) est une paroi d’une structure interne fixe (7) d’un inverseur de poussée. Ensemble arrière (6) selon la revendication 2, dans lequel l’élément à refroidir (23) est un dispositif d’amortissement et d’arrêt fixé sur la paroi composite (20). Ensemble arrière (6) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément à refroidir (23) est fixé à la paroi composite (20) par des organes de fixation (36) traversant la seconde peau (32), les orifices (44) dans les parois internes (42) étant situés plus proches de la seconde peau (32) que de la première peau (30). Ensemble arrière (6) selon la revendication précédente, dans lequel les organes de fixation (36) sont à l’écart de la première peau (30). Ensemble arrière (6) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la partie froide (8) est une veine froide de la nacelle (1) de turboréacteur, et la partie chaude (12) est un espace de réception d’un compartiment cœur de turboréacteur. Ensemble arrière (6) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les cellules sont des alvéoles à section carrée, rectangulaire, triangulaire ou hexagonale, dans un plan parallèle aux première et seconde peaux (30, 32). Ensemble arrière (6) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la seconde peau (32) comprend un unique orifice (52) traversant débouchant en regard de l’élément à refroidir (23), les orifices (44) dans les parois internes (42) étant agencés de manière convergente vers cet unique orifice (52) traversant. Ensemble arrière (6) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel la seconde peau (32) comprend une pluralité d’orifices (52) traversant débouchant en regard du même élément à refroidir (23), des orifices internes (44) respectifs distincts étant agencés de manière convergente vers chacun des orifices (52) traversants. Ensemble de propulsion comprenant une nacelle (1) comprenant un ensemble arrière (6) selon l’une des revendications précédentes et un turboréacteur (5) reçu dans la nacelle (1).