FR2696212A1 - Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion incorporant une barrière thermique. - Google Patents
Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion incorporant une barrière thermique. Download PDFInfo
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Abstract
L'invention concerne une amélioration aux inverseurs de poussée à porte pour moteurs à réaction d'avion. Dans l'inverseur, les peaux internes (11) des parties en contact avec le flux de gaz chauds inversé sont en matériaux résistant aux hautes températures alors que les peaux externes (10) et les structures de raidissement (12), isolées de la peau interne par une barrière thermique (13), sont en matériaux légers (alliage léger et composite). On obtient ainsi un gain de poids sans nuire aux caractéristiques mécaniques de l'inverseur.
Description
La présente invention concerne un perfectionnement apporté aux ensembles d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion à réaction. Elle vise plus particulièrement un ensemble d'inversion pour moteur à double flux dans lequel un capotage extérieur entoure le groupe propulseur et délimite un canal d'éjection des deux flux propulsifs, ctest-à-dire d'un flux primaire de gaz chauds provenant de la tuyère du groupe propulseur et d'un flux secondaire de gaz froids entourant le flux de gaz chauds et provenant d'un fan amont. Un tel ensemble d'inversion comporte au moins deux portes montées pivotantes sur le capotage entre une position escamotée dans laquelle elles contribuent à définir ledit capotage et une position d'inversion dans laquelle elles libèrent dans le capotage des passages d'inversion pour les gaz en assurant l'obturation du canal d'éjection.
Dans ce type d'ensemble d'inversion, le capotage ainsi que les portes présentent de façon classique une peau interne et une peau externe écartées l'une de l'autre et réunies l'une à l'autre par des structures de raidissement fixées aux peaux internes en des zones de liaison déterminées.
L'impact du mélange du flux primaire chaud (environ 5000C) et du flux secondaire froid ( < 1000C) sur les portes et sur les parties fixes du capotage qui se trouvent sur le trajet des gaz inversés lors d'un cycle d'inversion amène les constructeurs à utiliser pour ces constituants des matériaux résistant aux températures élevées tels que du titane ou de l'acier inoxydable afin que les performances mécaniques soient maintenues et que les chocs thermiques n'entraînent pas de déformations desdites portes et parties fixes du capotage.C'est ainsi que jusqu a présent, on utilise de tels matériaux pour réaliser aussi bien les peaux internes et externes que les structures internes situées entre les deux peaux (cadres, longerons, ferrures de pivots, etc...). I1 en résulte des coûts de fabrication élevés ainsi qu'un excès de poids allant à l'encontre des tendances actuelles poussant aux économies de carburant. Or, quand on sait qu'un cycle d'inversion dure entre 15 et 30 secondes, et n'est mis en oeuvre que lors des atterrissages, on conçoit que toute solution permettant de réduire la masse des portes et parties fixes de capotage et donc leur coût sans pour autant altérer les impératifs de sécurité (tenue mécanique), présente un intérêt tout particulier.
La présente invention propose une telle solution simple et économique, caractérisée par le fait que les parties du capotage et des portes en contact avec les gaz d'éjection mélangés, à savoir leurs peaux internes, sont réalisées en matériaux résistant aux hautes températures (titane ou inox), tandis que les peaux externes des portes et du capotage ainsi que les structures de raidissement internes aux portes sont réalisées en matériaux légers résistant mal aux hautes températures tels qu'alliage d'aluminium ou composite, un élément isolant thermique étant interposé entre les structures de raidissement et les peaux internes au moins dans les zones de liaison.
Un tel élément isolant qui peut être une couche de matériau composite constitué d'un mélange de fibres de verre noyées dans une résine haute température telle qu'une résine phénolique ou qui peut être en céramique, assure le rôle de barrière thermique empêchant le transfert de calories apportées par le jet moteur dans les peaux internes. Cette barrière thermique ne joue naturellement aucun rôle mécanique.
Avantageusement, l'élément isolant est fixé aux structures de raidissement et aux peaux internes par des fixations à faible conductivité thermique.
De préférence, l'élément isolant constitue une barrière thermique continue sur toute la longueur des structures de raidissement avoisinant les peaux internes.
On décrira à titre d'exemple non limitatif un mode de réalisation pour un inverseur à deux portes, en référence aux dessins annexés dans lesquels
- la figure 1 est une vue schématique, partiellement en coupe, de l'arrière d'un groupe moteur avec son capotage et ses portes en position déployées
- la figure 2 est une coupe selon la flèche II-II de la figure 1 ; et
- la figure 3 est une coupe selon les flèches III-III de la figure 2 montrant schématiquement la disposition nouvelle selon l'invention.
- la figure 1 est une vue schématique, partiellement en coupe, de l'arrière d'un groupe moteur avec son capotage et ses portes en position déployées
- la figure 2 est une coupe selon la flèche II-II de la figure 1 ; et
- la figure 3 est une coupe selon les flèches III-III de la figure 2 montrant schématiquement la disposition nouvelle selon l'invention.
Dans les dessins, on a représenté en 1, de façon générale, la partie arrière du capotage extérieur d'un moteur entourant une tuyère 2 d'où sortent des gaz chauds
Gc. Une veine de gaz froids Gf émanant d'un fan amont circule entre le capotage 1 et la tuyère 2, les gaz chauds et froids se mélangeant dans un canal C avant d'être évacués, en condition de fonctionnement normal, par l'extré- mité arrière 3. Les parties fixes amont 1 et aval 1' du capotage sont réunies par deux poutres latérales 4 symétriques par rapport à l'axe X-X' du moteur.
Gc. Une veine de gaz froids Gf émanant d'un fan amont circule entre le capotage 1 et la tuyère 2, les gaz chauds et froids se mélangeant dans un canal C avant d'être évacués, en condition de fonctionnement normal, par l'extré- mité arrière 3. Les parties fixes amont 1 et aval 1' du capotage sont réunies par deux poutres latérales 4 symétriques par rapport à l'axe X-X' du moteur.
Le système d'inversion de poussée est constitué par deux portes basculantes 5 montées autour de pivots fixes 6 qui constituent, en position escamotée, des parties du capotage et qui, en position d'inversion représentée aux figures 1 et 2, libèrent des passages dans le capotage par lesquels les gaz sont déviés selon les flèches F, lesdites portes obturant alors le canal C. La commande de déplacement des portes 5 est réalisée par des vérins 7.
Comme on le voit particulièrement à la figure 1, les portes 5 présentent une peau externe 10 et une peau interne 11 reliées l'une à l'autre, et écartées l'une de l'autre, par des structures de raidissement 12. De la même manière, comme on le voit à la figure 2, les poutres latérales 4 du capotage présentent une peau interne 110 et une peau externe 100 réunies l'une à l'autre, et écartées l'une de l'autre, par des longerons 120.
Selon l'invention la structure des portes 5 et des poutres latérales 4 est réalisée conformément à la figure 3 qui représente une coupe d'une porte 5 (la coupe d'une poutre 4 étant équivalente et les références correspondantes étant indiquées entre parenthèses), c'est-à-dire que les peaux internes 11 (ou 110) sont réalisées en matériaux résistant à de hautes températures (titane ou acier inoxydable) alors que les peaux externes 10 (ou 100) ainsi que les structures 12 (ou longerons 120) sont en matériaux à fable résistance thermique tels qu'alliage léger ou composite.
Entre les peaux internes 11 (ou 110) et les structures 12 (ou longerons 120) est interposée une plaque 13 de matériau isolant thermiquement (céramique ou fibres de verre enrobées de résine haute température telle qu'une résine phénolique par exemple) qui assure un rôle de barrière thermique entre la peau interne soumise à l'action des gaz chauds et le reste de la structure.
Les structures 12 (ou longerons 120) sont liés, d'une part, à la peau externe par une fixation classique 15 et, d'autre part, à la peau interne 11 (ou 110) et à la barrière thermique 13 par des fixations 14 en matériau de faible conductivité thermique.
De préférence, la barrière thermique 13 s'étendra sur toute la longueur des zones de contact entre les structures 12 (ou longerons 120) et les peaux internes 11 (ou 110).
Claims (6)
1 - Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion à réaction à double flux, dans lequel un capotage extérieur (1) entoure le groupe propulseur et délimite un canal d'éjection (C) d'un flux de gaz chauds (Gc) provenant de la tuyère (2) dudit groupe propulseur et d'un fluide de gaz froids (Gf) entourant ledit flux de gaz chauds (Gc) et provenant d'un fan amont, ledit ensemble comportant au moins deux portes (5) montées pivotantes sur le capotage entre une position escamotée dans laquelle elles contribuent à définir ledit capotage (1) et une position d'inversion dans laquelle elles libèrent dans le capotage des passages d'inversion pour les gaz et assurent l'obtura- tion du canal d'éjection, ensemble dans lequel le capotage ainsi que les portes présentent une peau interne (11,110) et une peau externe (10,100) écartées l'une de l'autre, et réunies l'une à l'autre, par des structures (12,120) de raidissement fixées aux peaux internes (11,110) en des zones de liaison définies, caractérisé en ce que - les parties (4) du capotage et des portes (11) en contact
avec les gaz d'éjection mélangés, à savoir leurs peaux
internes (11,110), sont en matériaux supportant de hautes températures - tandis que la peau externe (10) des portes (5) et du
capotage (1) ainsi que les structures (12,120) de
raidissement internes aux portes (5) sont en matériaux
légers résistant mal aux hautes températures - un élément isolant thermique (13) étant interposé entre
les structures de raidissement (12,120) et les peaux
internes (11,110) au moins dans lesdites zones de liaison.
2 - Ensemble d'inversion de poussée selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'élément isolant thermique (13) est constitué par une couche de matériau composite.
3 - Ensemble selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'élément isolant (13) est un mélange de fibres de verre noyées dans une résine haute température telle qu'une résine phénolique.
4 - Ensemble d'inversion de poussée selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'élément isolant thermique est en céramique.
5 - Ensemble d'inversion de poussée selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'élément isolant (13) est lié aux structures de raidissement (12,120) et aux peaux internes (11,110) par des fixations (14) à faible conductibilité thermique.
6 - Ensemble d'inversion de poussée selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'élément isolant (13) constitue une barrière thermique continue sur toute la longueur des structures de raidissement (12,120) avoisinant les peaux internes (11,110).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9211518A FR2696212B3 (fr) | 1992-09-28 | 1992-09-28 | Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion incorporant une barrière thermique. |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9211518A FR2696212B3 (fr) | 1992-09-28 | 1992-09-28 | Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion incorporant une barrière thermique. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2696212A1 true FR2696212A1 (fr) | 1994-04-01 |
| FR2696212B3 FR2696212B3 (fr) | 1994-12-02 |
Family
ID=9433946
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|---|---|---|---|
| FR9211518A Expired - Lifetime FR2696212B3 (fr) | 1992-09-28 | 1992-09-28 | Ensemble d'inversion de poussée à portes pour moteur d'avion incorporant une barrière thermique. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2696212B3 (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6256979B1 (en) * | 1997-06-03 | 2001-07-10 | Societe De Construction Des Avions Hurel-Dubois (Societe Anonyme) | Backblast gas structure equipped with thrust reverser with two rear doors and planar exhaust area |
| US6487845B1 (en) | 2001-06-08 | 2002-12-03 | The Nordam Group, Inc. | Pivot fairing thrust reverser |
| US20110120080A1 (en) * | 2009-11-24 | 2011-05-26 | Schwark Jr Fred W | Variable area fan nozzle cowl airfoil |
-
1992
- 1992-09-28 FR FR9211518A patent/FR2696212B3/fr not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6256979B1 (en) * | 1997-06-03 | 2001-07-10 | Societe De Construction Des Avions Hurel-Dubois (Societe Anonyme) | Backblast gas structure equipped with thrust reverser with two rear doors and planar exhaust area |
| US6487845B1 (en) | 2001-06-08 | 2002-12-03 | The Nordam Group, Inc. | Pivot fairing thrust reverser |
| US20110120080A1 (en) * | 2009-11-24 | 2011-05-26 | Schwark Jr Fred W | Variable area fan nozzle cowl airfoil |
| US8739515B2 (en) * | 2009-11-24 | 2014-06-03 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle cowl airfoil |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2696212B3 (fr) | 1994-12-02 |
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