[go: up one dir, main page]

FR3060651A1 - Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef - Google Patents

Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR3060651A1
FR3060651A1 FR1662815A FR1662815A FR3060651A1 FR 3060651 A1 FR3060651 A1 FR 3060651A1 FR 1662815 A FR1662815 A FR 1662815A FR 1662815 A FR1662815 A FR 1662815A FR 3060651 A1 FR3060651 A1 FR 3060651A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
air intake
point
lip
face
fixing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1662815A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3060651B1 (fr
Inventor
Alain Porte
Patrick Oberle
Gregory ALBET
Eric Haramburu
Vincent BILLEROT
Frederic Piard
Franck Oundjan
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Airbus SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SAS, Airbus SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to FR1662815A priority Critical patent/FR3060651B1/fr
Priority to US15/847,207 priority patent/US10836503B2/en
Publication of FR3060651A1 publication Critical patent/FR3060651A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3060651B1 publication Critical patent/FR3060651B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangement in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/83—Testing, e.g. methods, components or tools therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une structure d'entrée d'air (350) pour une nacelle (104) d'aéronef (100), ladite structure d'entrée d'air (350) comportant : - une lèvre d'entrée d'air (158) à section en forme de U ouvert vers l'arrière et assurant le partage de l'air entre une face intérieure (152) et une face extérieure (154) et présentant un point d'arrêt (250), - un panneau acoustique (162) fixé à l'arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté de la face intérieure (152) au niveau d'un premier point d'assemblage (10a), - un panneau extérieur (113) fixé à l'arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté de la face extérieure (154) au niveau d'un deuxième point d'assemblage (20a), - un cadre de renfort avant (160) placé à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air (158) et fixé à la lèvre d'entrée d'air (158), du côté de la face intérieure (152) au niveau d'un premier point de fixation (30a) et du côté de la face extérieure (154) au niveau d'un deuxième point de fixation (40a), la structure d'entrée d'air (350) étant telle que la longueur de la corde entre ledit point d'arrêt (250) et chaque point de fixation (30a, 40a) est comprise entre 1/3 et 1/6 de la corde totale entre le point d'arrêt (250) et le point d'assemblage (10a, 20a) situé du même côté. La position du cadre de renfort avant permet une évacuation de la chaleur entre la jonction du cadre de renfort avant et de la lèvre d'entrée d'air et le panneau acoustique et le panneau extérieur qui ne sont plus impactés par les éventuelles augmentations de température.

Description

Titulaire(s) : AIRBUS OPERATIONS Société par actions simplifiée, AIRBUS Société par actions simplifiée.
Demande(s) d’extension
Mandataire(s) : LE GUEN & ASSOCIES Société civile professionnelle.
STRUCTURE D'ENTREE D'AIR POUR UNE NACELLE D'AERONEF.
FR 3 060 651 - A1 (5/) L'invention concerne une structure d'entrée d'air (350) pour une nacelle (104) d'aéronef (100), ladite structure d'entrée d'air (350) comportant:
- une lèvre d'entrée d'air (158) à section en forme de U ouvert vers l'arrière et assurant le partage de l'air entre une face intérieure (152) et une face extérieure (154) et présentant un point d'arrêt (250),
- un panneau acoustique (162) fixé à l'arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté de la face intérieure (152) au niveau d'un premier point d'assemblage (10a),
- un panneau extérieur (113) fixé à l'arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté de la face extérieure (154) au niveau d'un deuxième point d'assemblage (20a),
- un cadre de renfort avant (160) placé à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air (158) et fixé à la lèvre d'entrée d'air (158), du côté de la face intérieure (152) au niveau d'un premier point de fixation (30a) et du côté de la face extérieure (154) au niveau d'un deuxième point de fixation (40a), la structure d'entrée d'air (350) étant telle que la longueur de la corde entre ledit point d'arrêt (250) et chaque point de fixation (30a, 40a) est comprise entre 1/3 et 1/6 de la corde totale entre le point d'arrêt (250) et le point d'assemblage (10a, 20a) situé du même côté.
La position du cadre de renfort avant permet une évacuation de la chaleur entre la jonction du cadre de renfort avant et de la lèvre d'entrée d'air et le panneau acoustique et le panneau extérieur qui ne sont plus impactés par les éventuelles augmentations de température.
Figure FR3060651A1_D0001
Figure FR3060651A1_D0002
i
STRUCTURE D’ENTREE D’AIR POUR UNE NACELLE D’AERONEF
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne une structure d’entrée d’air pour une nacelle d’aéronef, une nacelle d’aéronef comportant une telle structure d’entrée d’air, ainsi qu’un aéronef comportant au moins une telle nacelle.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Un moteur d’aéronef comprend une nacelle dans laquelle est logé le moteur proprement dit. La nacelle qui prend une forme annulaire présente à l’avant une structure d’entrée d’air.
Par convention, les termes avant et arrière sont utilisés dans l'ensemble du texte en prenant pour référence l'avant et l'arrière du moteur.
La structure d’entrée d’air comprend globalement une face intérieure et une face extérieure en contact avec l’air extérieur, tandis que la face intérieure délimite une veine qui constitue le canal de soufflante.
La structure d’entrée d’air a notamment pour fonction d'assurer l'écoulement aérodynamique de l'air, d'une part, vers le canal de soufflante et, d'autre part, vers l'extérieur de la nacelle.
La structure d’entrée d’air comprend une lèvre d'entrée d'air, un cadre de renfort avant, un panneau acoustique et un panneau extérieur.
La lèvre d'entrée d'air présente en section la forme d'un U ouvert vers l'arrière. Elle forme l'enveloppe extérieure de la partie avant de la structure d'entrée d'air et elle assure le partage de l'air entre la partie qui pénètre dans le canal de soufflante et la partie qui s'écoule autour de la nacelle.
Le panneau extérieur prolonge la lèvre d'entrée d'air du côté extérieur et constitue une partie de la face extérieure.
Le cadre de renfort avant présente également en section la forme d'un U ouvert vers l'arrière et il est placé à l'intérieur et à l'arrière de la lèvre d'entrée d'air. Le cadre de renfort avant assure la tenue mécanique de la partie avant de la nacelle et aide à en préserver la forme et le dimensionnement.
Le panneau acoustique forme l'enveloppe intérieure de la nacelle, en arrière de la lèvre d'entrée d'air, du côté du canal de soufflante. Le panneau acoustique constitue donc une partie de la face intérieure.
Le panneau acoustique présente une structure propre à atténuer les bruits et est de type composite sandwich.
Du côté de la face intérieure, le cadre de renfort avant est fixé, d’une part, à la lèvre d’entrée d’air par exemple par l’intermédiaire de rivets, et, d’autre part, au panneau acoustique au niveau de sa partie avant, par exemple par l’intermédiaire de rivets.
Du côté de la face extérieure, le cadre de renfort avant est fixé, d’une part, à la lèvre d’entrée d’air par exemple par l’intermédiaire de rivets, et, d’autre part, au panneau extérieur par l’intermédiaire de rivets.
Le volume qui se trouve à l’avant entre la lèvre d'entrée d'air et le cadre de renfort est alimenté en gaz chaud provenant du moteur. Ce gaz chaud réchauffe alors la lèvre d'entrée d'air pour éviter la formation du givre.
Les moteurs d’aéronef ont tendance à présenter des taux de dilution de plus en plus élevés, ce qui a pour conséquence une forte augmentation de la température du gaz chaud provenant du moteur.
Si la lèvre d’entrée d’air et le cadre de renfort avant qui sont réalisés en alliage d’aluminium peuvent supporter des températures relativement élevées, ce n’est pas le cas du panneau acoustique et du panneau extérieur qui sont réalisés en matériaux composites.
A terme, la température du gaz chaud pourrait ainsi atteindre des valeurs incompatibles avec les matériaux composites constituant le panneau acoustique et le panneau extérieur.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un objet de la présente invention est de proposer une structure d’entrée d’air qui permet une meilleure évacuation de la chaleur au niveau de la lèvre d'entrée d'air.
A cet effet, est proposée une structure d’entrée d’air pour une nacelle d’aéronef, ladite structure d’entrée d’air comportant :
- une lèvre d'entrée d'air à section en forme de U ouvert vers l'arrière et assurant le partage de l'air entre une face intérieure et une face extérieure et présentant un point d’arrêt,
- un panneau acoustique fixé à l’arrière de la lèvre d'entrée d'air du côté de la face intérieure au niveau d’un premier point d’assemblage,
- un panneau extérieur fixé à l’arrière de la lèvre d'entrée d'air du côté de la face extérieure au niveau d’un deuxième point d’assemblage,
- un cadre de renfort avant placé à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air et fixé à la lèvre d’entrée d’air, du côté de la face intérieure au niveau d’un premier point de fixation et du côté de la face extérieure au niveau d’un deuxième point de fixation, la structure d’entrée d’air étant telle que la longueur de la corde entre ledit point d’arrêt et chaque point de fixation est comprise entre 1/3 et 1/6 de la corde totale entre le point d’arrêt et le point d’assemblage situé du même côté.
La position du cadre de renfort avant permet une évacuation de la chaleur entre la jonction du cadre de renfort avant et de la lèvre d'entrée d'air et le panneau acoustique et le panneau extérieur qui ne sont plus impactés par les éventuelles augmentations de température.
Selon un mode de réalisation particulier, la fixation au premier point de fixation et la fixation au deuxième point de fixation sont assurées par des rivets.
Selon un mode de réalisation particulier, la fixation au premier point de fixation et la fixation au deuxième point de fixation sont assurées par soudure.
Selon un mode de réalisation particulier, la fixation au premier point de fixation et la fixation au deuxième point de fixation sont assurées par le fait que la lèvre d'entrée d'air et le cadre de renfort avant constituent une unique pièce réalisée de manière monobloc et mono-matière.
Avantageusement, la lèvre d'entrée d'air et le cadre de renfort avant sont réalisés en alliage de titane.
Avantageusement, la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air entre le point d’arrêt et le point de fixation de la face intérieure est de 170 à 320 mm, la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air entre le point d’arrêt et le point de fixation de la face extérieure est de 150 à 250 mm, la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air entre le point de fixation de la face intérieure et le premier point d’assemblage de la face intérieure est comprise entre 20 et 80 mm, et la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air entre le point de fixation de la face extérieure et le deuxième point d’assemblage de la face extérieure est comprise entre 15 et 80 mm.
L’invention propose également une nacelle pour un moteur d’aéronef, ladite nacelle présentant une structure d’entrée d’air selon l'une des variantes précédentes, une conduite d’alimentation qui prélève du gaz chaud dans le moteur et l’injecte dans un volume entre la lèvre d'entrée d'air et le cadre de renfort avant, une unité de contrôle, un capteur de pression prévu pour mesurer la pression dans la conduite d’alimentation et une seule vanne montée sur la conduite d’alimentation et prévue pour prendre alternativement une position ouverte dans laquelle elle laisse passer le gaz chaud dans la conduite d’alimentation, ou une position fermée dans laquelle elle ne laisse pas passer le gaz chaud dans la conduite d’alimentation, où la position de la vanne est commandée par l’unité de contrôle en fonction des informations de pression que l’unité de contrôle reçoit du capteur de pression.
L’invention propose également un aéronef comportant au moins une nacelle selon la variante précédente.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Les caractéristiques de l'invention mentionnées ci-dessus, ainsi que d'autres, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante d'un exemple de réalisation, ladite description étant faite en relation avec les dessins joints, parmi lesquels :
la Fig. 1 est une vue de côté d’un aéronef présentant une structure d’entrée d’air selon l’invention, la Fig. 2 est une représentation schématique en coupe d’une nacelle selon l’invention, la Fig. 3 est une vue en coupe d’une structure d’entrée d’air selon un premier mode de réalisation de l’invention, et la Fig. 4 est une vue en coupe d’une structure d’entrée d’air selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION
La Fig. 1 montre un aéronef 100 qui présente une aile 102 et sous l’aile 102, une nacelle 104 selon l’invention dans laquelle est logé un moteur.
L’avant de la nacelle 104 présente une structure d’entrée d’air 150 selon l’invention.
La Fig. 2 montre la nacelle 104 à l’intérieur de laquelle est logé le moteur 202. La nacelle 104 prend une forme annulaire et la structure d’entrée d’air 150 comprend une face intérieure 152 et une face extérieure 154 en contact avec l’air extérieur, tandis que la face intérieure 152 délimite une veine 156 qui constitue le canal de soufflante.
Dans le canal de soufflante 156 est logée une soufflante 204.
La structure d’entrée d’air 150 comprend, entre autres, une lèvre d'entrée d'air 158, un panneau acoustique 162, un cadre de renfort avant 160 et un panneau extérieur 113.
La lèvre d'entrée d'air 158 présente en section la forme d'un U ouvert vers l'arrière, forme l'enveloppe extérieure de la partie avant de la structure d'entrée d'air 150 et assure le partage de l'air entre la face intérieure 152 et la face extérieure 154.
Le panneau extérieur 113 prolonge vers l’arrière la lèvre d'entrée d'air 158 du côté de la face extérieure 154 et constitue ainsi une partie de la face extérieure 154.
Le panneau acoustique 162 prolonge vers l’arrière la lèvre d'entrée d'air 158 du côté de la face intérieure 152, c'est-à-dire du côté du canal de soufflante 156, et constitue ainsi une partie de la face intérieure 152.
Le cadre de renfort avant 160 présente en section la forme d'un U ouvert vers l'arrière et il est placé à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air 158. Le cadre de renfort avant
160 assure la tenue mécanique de la partie avant de la nacelle 104 et aide à en préserver la forme et le dimensionnement.
La structure d’entrée d’air 150 comprend, entre la lèvre d'entrée d'air 158 et le cadre de renfort avant 160, un volume 206.
La nacelle 104 présente également une conduite d’alimentation 208 qui prélève du gaz chaud dans le moteur 202, en particulier dans la section haute pression du moteur 202, et l’injecte dans le volume 206 en traversant le cadre de renfort avant 160.
Pour réguler la quantité de gaz chaud injecté dans le volume 206, la nacelle 104 comprend une unité de contrôle 214, un capteur de pression 210 prévu pour mesurer la pression dans la conduite d’alimentation 208 et une seule vanne 212 montée sur la conduite d’alimentation 208 et prévue pour prendre alternativement une position ouverte dans laquelle elle laisse passer le gaz chaud dans la conduite d’alimentation 208, ou une position fermée dans laquelle elle ne laisse pas passer le gaz chaud dans la conduite d’alimentation 208. La position de la vanne 212 est commandée par l’unité de contrôle 214 en fonction des informations de pression que l’unité de contrôle 214 reçoit du capteur de pression 210. L’unité de contrôle 214 prend par exemple la forme d’un processeur.
La Fig. 3 montre une structure d’entrée d’air 350 selon un premier mode de réalisation de l’invention et la Fig. 4 montre une structure d’entrée d’air 450 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
Du côté de la face intérieure 152, l’arrière de la lèvre d'entrée d'air 158 est fixé à la partie avant du panneau acoustique 162 au niveau d’un premier point d’assemblage 10a, 10b, par exemple par l’intermédiaire de rivets symbolisés par un trait mixte 302, 402.
Du côté de la face extérieure 154, l’arrière de la lèvre d'entrée d'air 158 est fixé à la partie avant du panneau extérieur 113 au niveau d’un deuxième point d’assemblage 20a, 20b, par exemple par l’intermédiaire de rivets symbolisés par un trait mixte 304, 404.
Du côté de la face intérieure 152, le cadre de renfort avant 160 est fixé à l’intérieur de la lèvre d'entrée d'air 158 au niveau d’un premier point de fixation 30a, 30b.
Du côté de la face extérieure 154, le cadre de renfort avant 160 est fixé à la lèvre d'entrée d'air 158 au niveau d’un deuxième point de fixation 40a, 40b.
Par rapport au point d’arrêt 250 de la lèvre d'entrée d'air 158, c'est-à-dire le point où la vitesse de l’air est nulle, c'est-à-dire le point de la lèvre d'entrée d'air 158 le plus en avant, la longueur de la corde entre ledit point d’arrêt 250 et chaque point de fixation 30a-b, 40a-b est comprise entre 1/3 et 1/6 de la corde totale entre le point d’arrêt 250 et le point d’assemblage lOa-b, 20a-b situé du même côté, c'est-à-dire du côté de la face intérieure 152 ou du côté de la face extérieure 154.
Un tel positionnement du cadre de renfort avant 160 permet d’éloigner la source de chaleur, c'est-à-dire le volume 206 rempli de gaz chaud, du panneau acoustique 162 et du panneau extérieur 113.
La partie de la lèvre d'entrée d'air 158 entre les points de fixation 30a-b, 40a-b et les points d’assemblage lOa-b, 20a-b constitue un radiateur qui évacue la chaleur et le panneau acoustique 162 et le panneau extérieur 113 ne sont plus impactés par les éventuelles augmentations de température.
Dans le mode de réalisation de la Fig. 3, la fixation au premier point de fixation 30a est assurée par des rivets symbolisés par un trait mixte 306, et la fixation au deuxième point de fixation 40a est assurée par des rivets symbolisés par un trait mixte 308.
Dans le mode de réalisation de la Fig. 4, la fixation au premier point de fixation 30b est assurée par soudure, et la fixation au deuxième point de fixation 40b est assurée par soudure. Le premier point de fixation 30b et le deuxième point de fixation 40b constituent des zones de soudure.
Dans le mode de réalisation de la Fig. 4, la lèvre d'entrée d'air 158 et le cadre de renfort avant 160 peuvent constituer une unique pièce réalisée de manière monobloc et mono-matière, par exemple par impression 3D. Le premier point de fixation 30b et le deuxième point de fixation 40b constituent des zones monobloc et mono-matière.
En fonction de la température du gaz chaud, la lèvre d'entrée d'air 158 et le cadre de renfort avant 160 peuvent être réalisés en différents matériaux, comme par exemple en alliage d’aluminium.
Pour que la lèvre d'entrée d'air 158 et le cadre de renfort avant 160 supportent des températures très élevées, ils sont avantageusement réalisés en alliage de titane.
Selon un mode de réalisation particulier :
- la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air 158 entre le point d’arrêt 250 et le point de fixation 30a-b de la face intérieure 152 est de 170 à 320 mm,
- la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air 158 entre le point d’arrêt 250 et le point de fixation 40a-b de la face extérieur 154 est de 150 à 250 mm,
- la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air 158 entre le point de fixation
30a-b de la face intérieure 152 et le premier point d’assemblage lOa-b de la face intérieure 152 est comprise entre 20 et 80 mm en fonction de la baisse de température à atteindre,
- la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air 158 entre le point de fixation
40a-b de la face extérieure 154 et le deuxième point d’assemblage 20a-b de la face extérieure 154 est comprise entre 15 et 80 mm en fonction de la baisse de température à atteindre.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS
    1) Structure d’entrée d’air (150, 350, 450) pour une nacelle (104) d’aéronef (100), ladite structure d’entrée d’air (150, 350, 450) comportant :
    - une lèvre d'entrée d'air (158) à section en forme de U ouvert vers l'arrière et
    5 assurant le partage de l'air entre une face intérieure (152) et une face extérieure (154) et présentant un point d’arrêt (250),
    - un panneau acoustique (162) fixé à l’arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté de la face intérieure (152) au niveau d’un premier point d’assemblage (lOa-b),
    - un panneau extérieur (113) fixé à l’arrière de la lèvre d'entrée d'air (158) du côté
    10 de la face extérieure (154) au niveau d’un deuxième point d’assemblage (20a-b),
    - un cadre de renfort avant (160) placé à l'intérieur de la lèvre d'entrée d'air (158) et fixé à la lèvre d’entrée d’air (158), du côté de la face intérieure (152) au niveau d’un premier point de fixation (30a-b) et du côté de la face extérieure (154) au niveau d’un deuxième point de fixation (40a-b),
    15 la structure d’entrée d’air (150, 350, 450) étant telle que la longueur de la corde entre ledit point d’arrêt (250) et chaque point de fixation (30a-b, 40a-b) est comprise entre 1/3 et 1/6 de la corde totale entre le point d’arrêt (250) et le point d’assemblage (lOa-b, 20a-b) situé du même côté.
  2. 2) Structure d’entrée d’air (350) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la
    20 fixation au premier point de fixation (30a) et la fixation au deuxième point de fixation (40a) sont assurées par des rivets.
  3. 3) Structure d’entrée d’air (450) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la fixation au premier point de fixation (30b) et la fixation au deuxième point de fixation (40b) sont assurées par soudure.
    25
  4. 4) Structure d’entrée d’air (450) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la fixation au premier point de fixation (30b) et la fixation au deuxième point de fixation (40b) sont assurées par le fait que la lèvre d'entrée d'air (158) et le cadre de renfort avant (160) constituent une unique pièce réalisée de manière monobloc et mono-matière.
  5. 5) Structure d’entrée d’air (150, 350, 450) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la lèvre d'entrée d'air (158) et le cadre de renfort avant (160) sont réalisés en alliage de titane.
  6. 6) Structure d’entrée d’air (150, 350, 450) selon l'une des revendications 1 à 5, 5 caractérisée en ce que :
    - la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air (158) entre le point d’arrêt (250) et le point de fixation (30a-b) de la face intérieure (152) est de 170 à 320 mm,
    - la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air (158) entre le point d’arrêt (250) et le point de fixation (40a-b) de la face extérieure (154) est de 150 à 250 mm,
    10 - la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air (158) entre le point de fixation (30a-b) de la face intérieure (152) et le premier point d’assemblage (lOa-b) de la face intérieure (152) est comprise entre 20 et 80 mm,
    - la longueur de la corde sur la lèvre d'entrée d'air (158) entre le point de fixation (40a-b) de la face extérieure (154) et le deuxième point d’assemblage (20a-b) de la face
    15 extérieure (154) est comprise entre 15 et 80 mm.
  7. 7) Nacelle (104) pour un moteur d’aéronef (100), ladite nacelle (104) présentant une structure d’entrée d’air (150, 350, 450) selon l'une des revendications 1 à 6, une conduite d’alimentation (208) qui prélève du gaz chaud dans le moteur (202) et l’injecte dans un volume (206) entre la lèvre d'entrée d'air (158) et le cadre de renfort avant (160),
    20 une unité de contrôle (214), un capteur de pression (210) prévu pour mesurer la pression dans la conduite d’alimentation (208) et une seule vanne (212) montée sur la conduite d’alimentation (208) et prévue pour prendre alternativement une position ouverte dans laquelle elle laisse passer le gaz chaud dans la conduite d’alimentation (208), ou une position fermée dans laquelle elle ne laisse pas passer le gaz chaud dans la conduite
    25 d’alimentation (208), où la position de la vanne (212) est commandée par l’unité de contrôle (214) en fonction des informations de pression que l’unité de contrôle (214) reçoit du capteur de pression (210).
  8. 8) Aéronef (100) comportant au moins une nacelle (104) selon la revendication précédente.
    PL. 1/2
FR1662815A 2016-12-20 2016-12-20 Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef Active FR3060651B1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1662815A FR3060651B1 (fr) 2016-12-20 2016-12-20 Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
US15/847,207 US10836503B2 (en) 2016-12-20 2017-12-19 Air intake structure for an aircraft nacelle

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1662815 2016-12-20
FR1662815A FR3060651B1 (fr) 2016-12-20 2016-12-20 Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3060651A1 true FR3060651A1 (fr) 2018-06-22
FR3060651B1 FR3060651B1 (fr) 2020-11-06

Family

ID=58162859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1662815A Active FR3060651B1 (fr) 2016-12-20 2016-12-20 Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10836503B2 (fr)
FR (1) FR3060651B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3092871A1 (fr) * 2019-02-15 2020-08-21 Airbus Operations PROCEDE D’ASSEMBLAGE D’UNE enTREE D’AIR D’UN TURBOREACTEUR d’aeroneF

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3060650B1 (fr) * 2016-12-20 2019-05-31 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
US10870491B2 (en) * 2017-07-20 2020-12-22 The Boeing Company Eductor driven anti-ice system
FR3099913A1 (fr) * 2019-08-13 2021-02-19 Airbus Operations Partie antérieure de nacelle d’un ensemble propulsif d’aéronef dont le cadre avant est lié à une paroi extérieure sans la traverser
US11828237B2 (en) 2020-04-28 2023-11-28 General Electric Company Methods and apparatus to control air flow separation of an engine
US11333079B2 (en) 2020-04-28 2022-05-17 General Electric Company Methods and apparatus to detect air flow separation of an engine
FR3115223B1 (fr) * 2020-10-21 2023-05-12 Safran Nacelles Fabrication d’une lèvre d’entrée d’air ou d’un secteur annulaire de lèvre d’entrée d’air intégrant des ouvertures à bord rentré

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4817756A (en) * 1985-08-26 1989-04-04 Aeronautic Development Corp. Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
EP1715160A1 (fr) * 2005-04-22 2006-10-25 Rohr, Inc. Entrée d'air d'une nacelle de moteur d'avion comportant un système de dégivrage électrique
FR2887518A1 (fr) * 2005-06-22 2006-12-29 Airbus France Sas Nacelle de moteur d'aeronef a dispositif de degivrage perfectionne et attenuation acoustique optimisee
WO2009136062A2 (fr) * 2008-04-10 2009-11-12 Airbus France Panneau pour le traitement acoustique integrant un renfort de liaison
EP2366624A1 (fr) * 2010-03-18 2011-09-21 Airbus Opérations SAS Dispositif de dégivrage comprenant des moyens pour détecter une fuite au niveau d'une alimentation en air chaud
FR3016159A1 (fr) * 2014-01-03 2015-07-10 Airbus Operations Sas Nacelle de turboreacteur d'aeronef comprenant un ensemble d'entree d'air a rigidite augmentee

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5683062A (en) * 1995-02-27 1997-11-04 General Electric Company Aircraft anti-insect system
FR2813581B1 (fr) * 2000-09-06 2002-11-29 Aerospatiale Matra Airbus Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage
US7588212B2 (en) * 2003-07-08 2009-09-15 Rohr Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip
JP2008546945A (ja) * 2005-06-22 2008-12-25 エアバス・フランス 抵抗マットを有する航空機エンジン室用の防氷および除氷システム
US7923668B2 (en) * 2006-02-24 2011-04-12 Rohr, Inc. Acoustic nacelle inlet lip having composite construction and an integral electric ice protection heater disposed therein
WO2010086560A2 (fr) * 2009-02-02 2010-08-05 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
FR2954280B1 (fr) * 2009-12-18 2012-03-23 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef comprenant un traitement du givre optimise
FR2954282B1 (fr) * 2009-12-22 2012-02-17 Airbus Operations Sas Nacelle incorporant un element de jonction entre une levre et un panneau d'attenuation acoustique
US9534505B2 (en) * 2012-07-23 2017-01-03 United Technologies Corporation Integrated nacelle inlet and metallic fan containment case
FR3009278B1 (fr) * 2013-07-30 2016-12-23 Airbus Operations Sas Procede de regulation du degivrage d'un bord d'attaque d'un aeronef et dispositif pour sa mise en oeuvre
US9764847B2 (en) * 2013-10-18 2017-09-19 The Boeing Company Anti-icing system for aircraft
US10837362B2 (en) * 2016-10-12 2020-11-17 General Electric Company Inlet cowl for a turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4817756A (en) * 1985-08-26 1989-04-04 Aeronautic Development Corp. Ltd. Quiet nacelle system and hush kit
EP1715160A1 (fr) * 2005-04-22 2006-10-25 Rohr, Inc. Entrée d'air d'une nacelle de moteur d'avion comportant un système de dégivrage électrique
FR2887518A1 (fr) * 2005-06-22 2006-12-29 Airbus France Sas Nacelle de moteur d'aeronef a dispositif de degivrage perfectionne et attenuation acoustique optimisee
WO2009136062A2 (fr) * 2008-04-10 2009-11-12 Airbus France Panneau pour le traitement acoustique integrant un renfort de liaison
EP2366624A1 (fr) * 2010-03-18 2011-09-21 Airbus Opérations SAS Dispositif de dégivrage comprenant des moyens pour détecter une fuite au niveau d'une alimentation en air chaud
FR3016159A1 (fr) * 2014-01-03 2015-07-10 Airbus Operations Sas Nacelle de turboreacteur d'aeronef comprenant un ensemble d'entree d'air a rigidite augmentee

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3092871A1 (fr) * 2019-02-15 2020-08-21 Airbus Operations PROCEDE D’ASSEMBLAGE D’UNE enTREE D’AIR D’UN TURBOREACTEUR d’aeroneF
US11214387B2 (en) 2019-02-15 2022-01-04 Airbus Operations Sas Assembly method for an air intake of a jet engine of an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
US10836503B2 (en) 2020-11-17
FR3060651B1 (fr) 2020-11-06
US20180201387A1 (en) 2018-07-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3060651A1 (fr) Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef
EP0853192B1 (fr) Inverseur de poussée à grilles à installation de verin de commande optimisée
CA2594259C (fr) Systeme de refroidissement du rouet d'un compresseur centrifuge
CA2681931C (fr) Agencement d'entree d'air pour vehicule, notamment un aeronef
CA2991740C (fr) Carter d'echappement d'une turbomachine a duree de vie augmentee
EP0898063A1 (fr) Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
CA2732351A1 (fr) Ensemble de pieces reliees entre elles par un dispositif permettant de conserver l'integrite de la surface de l'une des pieces
FR2977567A1 (fr) Procede de refroidissement d'un plancher de protection thermique d'un carenage aerodynamique arriere d'un mat d'accrochage d'un ensemble propulsif d'aeronef
FR2651020A1 (fr) Tuyere d'echappement a transition integrale et section convergente
FR2920137A1 (fr) Fixation d'une structure d'une nacelle de turboreacteur par bride couteau/gorge renforcee
EP3701171A1 (fr) Ensemble propulsif pour aéronef
EP1766219A1 (fr) Dispositif de refroidissement de la tuyere primaire d'un turboreacteur double flux
FR2890696A1 (fr) Turbomoteur a bruit de jet attenue
FR2913664A1 (fr) Nacelle pour turboreacteur double flux
EP3361071B1 (fr) Structure d'entrée d'air pour une nacelle d'aéronef
EP3743604A1 (fr) Dispositif comprenant un silencieux et un déflecteur aérodynamique
FR2988434A1 (fr) Cone d'ejection des gaz pour turboreacteurs d'aeronefs
FR2990928A1 (fr) Nacelle de moteur a turbine a gaz
FR3031360A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef
EP3581781B1 (fr) Systeme de propulsion d'un aeronef comportant une structure interieure fixe presentant une fente d'evacuation
FR3011584A1 (fr) Extension de carter intermediaire
FR2757570A1 (fr) Inverseur de poussee de turboreacteur a guidage du flux d'inversion ameliore
FR3048727A1 (fr) Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
WO2007036520A2 (fr) Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
EP3617490A1 (fr) Écope de prélévement d'air pour aéronef

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20180622

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9