FR 3054827 A1 20180209 FR 1657635 A 20160808 1 La présente invention se rapporte à un élément de fixation pour 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 sont généralement prévues pour abriter un turboréacteur double flux apte à générer, d'une part, un flux de gaz chauds (également appelé flux primaire) issu du générateur de gaz 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 turboréacteur par l'arrière de la nacelle. Une nacelle de turboréacteur présente généralement une structure tubulaire comportant : - une entrée d'air, située en amont du turboréacteur ; - une section médiane, destinée à entourer un carter de soufflante du turboréacteur ; - une section arrière, comportant une structure interne destinée à entourer le générateur de gaz, c'est-à-dire la chambre de combustion du turboréacteur, le compresseur haute pression et les étages de turbine (basse et haute pression), et une structure externe qui définit, avec la structure interne, la veine secondaire servant à canaliser le flux d'air froid, la section arrière pouvant embarquant des moyens d'inversion de poussée ; - une tuyère d'éjection, dont la sortie est située en aval du turboréacteur. Les nacelles sont équipées d'éléments de fixation, couramment dénommés ferrures, généralement métalliques, ces éléments étant disposés pour la fixation de certains éléments (tels que vérins, charnières d'articulations, éléments de verrouillages, etc.) ou pour la fixation de certains éléments de capotage entre eux. Certaines des ferrures sont disposées dans des zones de la nacelle susceptibles d'être soumises au feu en cas d'incendie, et doivent donc résister au feu. A cet effet, les ferrures sont réalisées en titane ou en acier inoxydable, ce qui représente une masse et un coût élevés. 3054827 2 La présente invention a pour objectif de remédier aux inconvénients de l'état de la technique en permettant de réaliser des ferrures résistantes au feu qui soient légères et moins couteuses à réaliser. Elle concerne à cet effet un élément de fixation un élément de 5 fixation pour nacelle de turboréacteur d'aéronef, l'élément de fixation comportant au moins un premier et un deuxième sous-ensembles, chacun comportant une première zone de fixation permettant de fixer chaque sous-ensemble correspondant à une première partie d'une nacelle, chaque sous-ensemble comportant en outre une deuxième zone de fixation, permettant de 10 relier chaque sous-ensemble à une deuxième partie de la nacelle ou à un élément devant être fixé à la première partie de la nacelle, le deuxième sous-ensemble comportant un matériau résistant au feu. Ainsi, en prévoyant un élément de fixation comportant deux sous-ensembles, l'un de ces sous-ensembles étant résistant au feu, il est possible 15 de réaliser l'autre sous-ensemble dans un matériau plus léger et/ou moins coûteux, par exemple un matériau composite à matrice organique. La masse et le coût de revient de l'ensemble sont ainsi fortement diminués, tout en assurant à celui-ci la résistance nécessaire, notamment la résistance au feu. Dans une réalisation, le premier sous-ensemble est conçu pour 20 résister aux charges dites limites et ultimes. Dans une réalisation, le deuxième sous-ensemble est conçu pour résister aux charges dites de fatigue. Dans une réalisation, le deuxième sous-ensemble comporte un matériau métallique. 25 Dans une réalisation, le deuxième sous-ensemble est réalisé en acier inoxydable ou en titane. Dans une réalisation, le premier sous-ensemble est réalisé en alliage d'aluminium ou en matériau composite à matrice organique. Dans une réalisation, le deuxième sous-ensemble est au moins 30 partiellement imbriqué dans une cavité du premier sous-ensemble. Dans une réalisation, la première zone de fixation de chaque sous-ensemble est destinée à être fixée à une partie de la nacelle au moyen d'éléments de fixation mécanique, la première zone de fixation du deuxième sous-ensemble comportant des emplacements pour des éléments de fixation indépendants du premier sous-ensemble. 3054827 3 Dans une réalisation, le premier et deuxième sous-ensembles comportent des emplacements pour des éléments de fixation communs. Dans une réalisation, le deuxième sous-ensemble est réalisé à partir du pliage d'au moins une tôle. 5 L'invention concerne également un ensemble de fixation comportant deux éléments de fixation conformes à ce qui précède, les deux éléments de fixation étant reliés de manière articulée par l'intermédiaire de leur deuxième zone de fixation. L'invention se rapporte en outre à un ensemble propulsif d'aéronef 10 comportant un turboréacteur à double flux et une nacelle, ledit ensemble propulsif comportant au moins un élément de fixation tel que défini ci-dessus, et/ou au moins un ensemble de fixation tel que défini ci-dessus. La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui suit, faite en référence aux dessins annexés, parmi 15 lesquels : - la figure 1 représente un ensemble propulsif d'aéronef, comportant une nacelle et un turboréacteur à double flux ; - la figure 2 représente un capotage de la nacelle de la figure 1, comportant deux demis-capots reliés par des éléments de fixation conforme à 20 l'invention ; - la figure 2a est une vue de détail de la figure 2, montrant un des éléments de fixation ; - les figures 3a à 3c représentent un exemple de réalisation d'un élément de fixation conforme à l'invention. 25 La figure 1 montre une nacelle 1 équipant un turboréacteur à double flux mélangés, dans l'exemple un turboréacteur de faible poussée destiné notamment à l'aviation d'affaires. La nacelle 1 comporte notamment une section d'entrée d'air 2, située en amont d'une soufflante du turboréacteur, une section médiane 3 entourant la soufflante du turboréacteur, et une section 30 arrière 4, située en aval de la section médiane. La section arrière 4 comporte notamment un dispositif d'inversion de poussée. La figure 2 montre une vue du capotage de la section médiane 3. La section médiane 3 comporte deux demi-capots 30, 32, dans l'exemple un demi-capot supérieur 30 et un demi-capot inférieur 32. Les deux demi-capots 35 30, 32, sont reliés l'un à l'autre à l'une de leurs extrémités (au niveau d'une position dite à « 3 heures », au moyen d'une pluralité d'ensembles de fixation 3054827 4 34 conformes à l'invention. Dans l'exemple de la figure 2, les ensembles de fixation 34 constituent des charnières permettant la rotation des demi-capots 30, 32 l'un par rapport à l'autre. La figure 2a est une vue de détail de la figure 2, montrant plus 5 particulièrement l'un des ensembles de fixation 34. Chaque ensemble de fixation 34 comporte deux demi-parties 34a, 34b, constituant chacune un élément de fixation 34a, 34b conforme à l'invention. Comme visible sur la figure 2a, l'ensemble de fixation 34 comporte un élément de fixation 34a, de type femelle, solidaire du demi-capot 30, et une deuxième demi-partie 34b, de type 10 mâle, solidaire du demi-capot 32. Chacun des deux éléments de fixation 34a, 34b est attaché au demi-capot 30, 32, correspondant, dans l'exemple au moyen d'une pluralité de fixations mécaniques (non représentées), de préférence non démontables, telles que des rivets. En outre, les deux éléments de fixation 34a, 34b sont reliés l'un à l'autre au moyen d'un boulon 322, ce qui 15 permet ainsi, en collaboration avec les autres ensembles de fixation 34, la solidarisation des deux demi-capots 30, 32 par une liaison articulée. L'ensemble de fixation 34 est mieux visible sur les figures 3a à 3c, lesquelles sont respectivement des vues en perspective, éclatée et partielle de cet élément. 20 Comme visible sur les figures 3a et 3b, chaque élément de fixation 34a, 34b, comporte deux sous-ensembles, à savoir un premier sous-ensemble 36a, 36b et un deuxième sous-ensemble 38a, 38b. Chacun des sous-ensembles 36a, 38a, 36b, 38b est configuré pour être fixé, d'une part, au demi-capot correspondant, et, d'autre part, soit à un composant de moteur ou de 25 nacelle (tel qu'un vérin), soit, comme dans l'exemple des figures, à un autre élément de fixation pour former un ensemble de fixation conforme à l'invention. A cet effet, chaque sous ensemble comporte deux zones de fixation : une première zone de fixation 360a, 380a, 360b, 380b, permettant la fixation du sous-ensemble à un support tel qu'une surface interne de capot de 30 nacelle, et une deuxième zone de fixation 362a, 382a, 362b, 382b, permettant la fixation du sous-ensemble à un composant de nacelle (ou de moteur), tel qu'un vérin, ou à un autre élément de fixation. Dans l'exemple des figures 3a à 3c, la première zone de fixation comporte deux zones planes pourvues de trous 324, 326 traversant permettant le passage d'éléments de fixation tels que 35 des rivets. La deuxième zone de fixation comporte deux orifices traversants, permettant le passage d'un élément de fixation (tel que le boulon 322). 3054827 5 Conformément à l'invention, le deuxième sous-ensemble 38a, 38b est réalisé dans un matériau résistant au feu, c'est-à-dire présentant résistance au feu au moins égale à celle requise par la règlementation en vigueur pour la certification. Ainsi, le deuxième sous-ensemble 38a, 38b devra résister pendant 5 au moins 15 minutes en étant soumis à une flamme de 2000 K, tout en étant soumis à des efforts équivalents aux efforts subis en fonctionnement normal. Dans l'exemple, il s'agit d'un matériau métallique, tel que l'acier (notamment l'acier inoxydable) ou le titane. Le deuxième sous-ensemble est ainsi apte à résister à un incident de type feu survenant en cours de fonctionnement du 10 turboréacteur de l'ensemble propulsif dans lequel est monté l'élément de fixation correspondant. Par ailleurs, le deuxième sous-ensemble est conçu pour résister au moins aux charges dites de fatigue (telles que définies par la règlementation en vigueur), qui sont les seules charges susceptibles de s'exercer sur l'ensemble propulsif après un incident de type feu, puisque 15 l'événement feu n'est pas cumulé à un autre événement exceptionnel. Ainsi, le deuxième sous-ensemble n'est pas conçu pour résister aux charges types d'intensité plus élevée, à savoir les charges dites limites (qui sont des charges survenant environ une dizaine de fois dans la vie de l'avion), et les charges ultimes (charges survenant par exemple lors d'une perte d'aube de la 20 soufflante du turboréacteur). En dimensionnant ainsi le deuxième sous-ensemble de sorte qu'il résiste uniquement aux charges types les plus faibles, à savoir les charges de fatigue, qui sont généralement de deux à dix fois plus faibles que les charges ultimes, on réduit fortement sa masse et également le coût de fabrication. Afin de réduire encore le coût de fabrication, on pourra 25 avantageusement réaliser le deuxième sous-ensemble 38a, 38b par pliage d'au moins une tôle. Le premier sous-ensemble 36a, 36b est quant à lui avantageusement réalisé dans un matériau plus léger et/ou moins coûteux que le deuxième sous-ensemble, par exemple en aluminium ou en matériau 30 composite à matrice organique (de préférence avec un renfort à base de fibres de carbone). Le premier sous-ensemble est conçu pour résister aux charges limites et aux charges ultimes, mais n'est pas nécessairement résistant au feu. Ainsi, après un incident de type feu, si la résistance du premier sous-ensemble est fortement altérée, voire que celui-ci est détruit, alors la résistance 35 nécessaire sera assurée par le deuxième sous-ensemble. 3054827 6 La figure 3c est une vue partielle montrant la coopération entre les deuxièmes sous-ensembles 38a, 38b. Ces deux sous-ensembles sont reliés par le boulon 322, chacun étant par ailleurs relié à l'un des deux demi-capots 30, 32. Ainsi, si les premiers sous-ensembles 36a, 36b sont détruits ou 5 fortement endommagées, on voit que la liaison entre les deux demi-capots est entièrement assurée par les deuxièmes sous-ensembles 38a, 38b, ceux-ci étant résistants au feu. Les deuxièmes sous-ensembles 38a, 38b comprennent avantageusement deux demi-parties 384a, 386a, 384b, 386b, symétriques, 10 réalisées par pliage et perçage d'une tôle métallique. Chacune de ces demi-parties portant une zone de fixation 380a, 380b, ces zones étant pourvues de perçages 324 comme mentionné plus haut. Chaque demi-partie comporte une paroi 388a, 390a, 388b, 390b formant une saillie s'étendant (notamment de façon substantiellement perpendiculaire) depuis la zone de fixation 15 correspondante. Les parois 388a, 390a, 388b, 390b portent chacune un orifice de fixation 382a, 382b. Les parois 388a, 390a, 388b, 390b en saillie sont conçues pour être imbriquées au moins partiellement dans une cavité ou un espace correspondant des premiers sous-ensembles 36a, 36b, de telle sorte que les orifices 362a, 362b et 382a, 382a coïncident (c'est-à-dire que leurs 20 axes sont confondus). On pourra également prévoir de réaliser les premiers sous-ensembles en deux demi-parties, comme montré sur la figure 3b pour le sous-ensemble 36b. On pourra en outre envisager que les premiers sous-ensembles soit au moins partiellement imbriqués dans une cavité correspondante des deuxièmes sous-ensembles. 25 Comme visible sur les figures 3a et 3b, on pourra faire coïncider une partie des perçages 324 avec certains perçages 326, les perçages d'axes confondus étant alors traversés par un élément de fixation commun. Cet arrangement permet en particulier au premier sous-ensemble de protéger de la flamme, au moins partiellement et pendant une partie du temps d'exposition, la 30 zone de fixation dans le demi-capot correspondant. Afin que les différents sous-ensembles présentent une dilatation la plus proche possible, on pourra par exemple associer un sous-ensemble en titane avec un sous-ensemble en matériau composite, et un sous-ensemble en acier avec un sous-ensemble en aluminium. 35 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 3054827 7 comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. REVENDICATIONS1. Elément de fixation (34a, 34b) pour nacelle de turboréacteur d'aéronef, l'élément de fixation (34a, 34b) comportant au moins un premier et 5 un deuxième sous-ensembles (36a, 36b, 38a, 38b), chacun comportant une première zone de fixation (360a, 360b, 380a, 380b) permettant de fixer chaque sous-ensemble (36a, 36b, 38a, 38b) correspondant à une première partie d'une nacelle, chaque sous-ensemble (36a, 36b, 38a, 38b) comportant en outre une deuxième zone de fixation (362a, 362b, 382a, 382b), permettant de 10 relier chaque sous-ensemble à une deuxième partie de la nacelle ou à un élément devant être fixé à la première partie de la nacelle, le deuxième sous-ensemble (38a, 38b) comportant un matériau résistant au feu. 15 2. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'un des revendications précédentes, dans lequel le deuxième sous-ensemble (38a, 38b) comporte un matériau métallique. 3. Elément de fixation (34a, 34b) selon la revendication précédente, 20 dans lequel le deuxième sous-ensemble (38a, 38b) est réalisé en acier inoxydable ou en titane. 4. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le premier sous-ensemble (36a, 36b) est réalisé en 25 alliage d'aluminium ou en matériau composite à matrice organique. 5. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le deuxième sous-ensemble (38a, 38b) est au moins partiellement imbriqué dans une cavité du premier sous-ensemble (36a, 36b). 30 6. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la première zone de fixation (360a, 360b, 380a, 380b) de chaque sous-ensemble (36a, 36b, 38a, 38b) est destinée à être fixée à une partie de la nacelle au moyen d'éléments de fixation mécanique, la 35 première zone de fixation (380a, 380b) du deuxième sous-ensemble (38a, 38b) comportant des emplacements pour des éléments de fixation indépendants du premier sous-ensemble (36a, 36b). 3054827 9 7. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le premier et deuxième sous-ensembles (36a, 36b, 38a, 38b) comportent des emplacements pour des éléments de fixation communs. 8. Elément de fixation (34a, 34b) selon l'une des revendications 2 à 7, dans lequel le deuxième sous-ensemble (38a, 38b) est réalisé à partir du pliage d'au moins une tôle. 9. Ensemble de fixation (34) comportant deux éléments de fixation (34a, 34b) conformes à l'une des revendications précédentes, les deux éléments de fixation étant reliés de manière articulée par l'intermédiaire de leur deuxième zone de fixation. 10. Ensemble propulsif d'aéronef comportant un turboréacteur à double flux et une nacelle, ledit ensemble propulsif comportant un élément de fixation (34a, 34b) conforme à l'une des revendications 1 à 8, ou un ensemble de fixation (34) conforme à la revendication 9.