La présente invention concerne le domaine des nacelles de turboréacteur pour aéronef à haut taux dilution.

Un aéronef est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle. L'ensemble propulsif constitué par un turboréacteur et la nacelle qui le reçoit est représenté à la figure 1 à laquelle on se réfère.

L'ensemble propulsif 1 comprend une nacelle 3 supportant un turboréacteur 5. L'ensemble propulsif 1 est relié au fuselage de l'avion {non visible) par exemple grâce à un pylône 7 destiné à être suspendu sous une aile de l'avion.

La nacelle 5 présente généralement une structure tubulaire comprenant une section amont 9 définissant une entrée d'air en amont du turboréacteur 5, une section médiane 11 destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section aval 13 comprenant un capotage externe 15 pouvant abriter un dispositif d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en avaj du turboréacteur.

Cette nacelle abrite le turboréacteur S pouvant être du type double flux, apte à générer par l'Intermédiaire des aubes de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire), issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et un flux d'air froid (flux secondaire) qui circule à l'extérieur du turboréacteur à travers une veine 17 (demi-veine 17a visible à la figure 2), également appelée canal annulaire, formé entre un carénage du turboréacteur et une paroi interne 18 (demi-paroi Interne 18a visible à la figure 2) de la structure externe 21 (demi-structure externe 2ia visible à la figure 2) de la nacelle. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.

On se réfère à la figure 2 sur laquelle on peut voir une demi-coquille droite 13a de nacelle qui constitue avec une deuxième deml-coquille (non représentée, obtenue par symétrie par rapport à un plan médian de la nacelle) la structure aval 13 de la nacelle apte à venir entourer la chambre de combustion du turboréacteur (non représenté sur cette figure). Il convient de noter que cette structure aval peut intégrer des moyens d'inversion de poussée, étant entendu que l'invention s'applique également au cas d'une nacelle lisse, c'est-à-dire dépourvue de moyens d'inversion de poussée.

Les références AV et AR désignent respectivement les parties avant (amont) et arrière (aval) de la deml-coquille 13a, par rapport au sens du flux d'air destiné à circuler à l'intérieur de cette demi-coquille 13a. En l'occurrence, cette demi-coquille 13a comporte une demi-structure interne 19a, définissant une demi-cavité C destinée à recevoir le turboréacteur (non représenté). Une structure interne 19 est obtenue par l'assemblage de deux demi- structures internes 19a et 19b (seule la demi-structure 19a est visible sur la figure 2, la demi-structure 19b étant positionnée symétriquement à la demi-structure 19a par rapport au plan médian de la nacelle).

Cette demi-coquille 13a comporte également une structure externe 21a définissant, avec la demi-structure interne 19a, une demi-veine 17a destinée à être parcourue par un flux d'air froid circulant entre l'avant et l'arrière de la demi-coquille 13a et définissant, avec la demi-veine obtenue par symétrie par rapport au plan médian de la nacelle, la veine 17 ou canal annulaire.

La liaison du moteur à l'aéronef est effectuée au moyen d'une structure de support comprenant deux demi-poutres longitudinales supérieures 23a, 23b (seule la demi-poutre 23a est visible sur la figure 2, la demi-poutre 23b étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 23a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres 12 heures en raison de leur position au sommet de la nacelle et deux demi-poutres longitudinales inférieures 25a, 25b (seule la demi-poutre 25a est visible sur la figure 2, la demi-poutre 25b étant positionnée symétriquement à la demi-poutre 25a par rapport au plan médian de la nacelle), classiquement appelées poutres 6 heures en raison de leur position dans la partie inférieure de la nacelle. Les demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b sont classiquement carénées au moyen de tôles de carénage 26 (représentées à la figure 3 représentant la nacelle 3 vue de dessous) destinées à venir au contact du flux d'air externe s'écoulant autour de la nacelle.

Les demi-poutres 12 heures et 6 heures sont liées entre elles d'une part par l'intermédiaire de la structure interne 19 entourant le turboréacteur et d'autre part par une structure sensiblement annulaire appelée cadre avant et formée généralement de deux demi-cadres avant 27a, 27b (seul le demi-cadre avant 27a est visible sur la figure 2, le demi-cadre avant 27b étant positionné symétriquement au demi-cadre avant 27a par rapport au plan médian de la nacelle) s'étendant chacun entre lesdites demi-poutres correspondantes de part et d'autre du plan médian de la nacelle. Ce cadre avant est destiné à être fixé à la périphérie d'un bord aval d'un carter de la soufflante du moteur et ainsi contribuer à la reprise et transmission des efforts entre les différentes parties de la nacelle et du turboréacteur. En outre, dans le cas d'une nacelle équipée d'un dispositif d'inversion de poussée à grilles, le cadre avant sert également à supporter les grilles de l'inverseur de poussée. Classiquement, un inverseur de poussée à grilles comprend deux demi- capots (formant le capotage externe 15 visible à la figure 1) montés chacun coulissant sur les demi-poutres supérieures 23a, 23b et inférieures 25a, 25b. Les demi-poutres supérieures et inférieures sont à cet effet généralement équipées de rails de guidage primaire et secondaire permettant un mouvement de coulissement des demi-capots de l'inverseur de poussée à grilles, sur sa demi-poutre associée entre alternativement une position de l'inverseur de poussée en jet direct selon laquelle les demi-capots assurent la continuité aérodynamique de la nacelle et une position de l'inverseur de poussée en jet inversé selon laquelle les demi-capots sont déplacés vers l'aval de la nacelle.

Le taux de dilution d'un turboréacteur est défini par le rapport entre la masse d'air du flux d'air froid traversant la veine de l'ensemble propulsif et la masse du flux d'air chaud traversant le turboréacteur. Dans les moteurs à haut taux de dilution (par exemple un ratio de 10), le diamètre de la veine 17 de circulation du flux d'air froid est augmenté par rapport à un moteur à taux de dilution moins important.

L'augmentation du diamètre de la veine 17 entraîne un éloignement radial, par rapport à l'axe longitudinal de l'ensemble propulsif, des demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b.

On se réfère aux figures 3 à 5 sur lesquelles on a schématisé, pour une meilleure compréhension, cet éloignement radial des demi-poutres inférieures « 6 heures » 25a, 25b induit par l'augmentation du diamètre de la veine 17.

L'éloignement radial des demi-poutres inférieures 25a, 25b entraîne un éloignement radial des tôles de carénage 26 (visibles à la figure 3 illustrant la nacelle vue de dessous) fixées sur la paroi externe des demi-poutres inférieures « 6 heures » et venant au contact d'un flux d'air externe F _ext s'écoulant autour de la nacelle.

On se réfère à la figure 4 illustrant la section aval 13 de la nacelle en coupe longitudinale sur laquelle on a représenté une ligne aérodynamique 29 définie par les tôles de carénage 26 et une ligne aérodynamique 31 que l'on obtiendrait lorsque le diamètre de la veine 17 aurait été augmenté afin d'obtenir un moteur à taux de dilution plus important.

On remarque sur cette figure que la ligne aérodynamique externe 31 de la nacelle s'est éloignée radialement par rapport à l'axe longitudinal 33 de la nacelle et par rapport à la ligne aérodynamique externe 29 obtenue pour un moteur à taux de dilution inférieur.

Cette augmentation du diamètre de la nacelle entraîne une augmentation de la taille et de la masse de la nacelle. De plus, cela entraîne également directement une augmentation de la taille du « beavertail » ou « six o'clock rear beam fairing », terme anglo-saxon employé pour désigner le carénage 35 en forme de « queue de castor » en aval de la nacelle et visible aux figures 3 et 5. L'augmentation de la taille et de la masse de la nacelle et du « beavertail » entraîne une augmentation de la traînée aérodynamique de la nacelle.

La présente invention vise à résoudre les inconvénients de l'art antérieur, et vise en particulier à fournir une nacelle pour turboréacteur d'aéronef à haut taux de dilution, présentant une traînée aérodynamique réduite par rapport aux nacelles de l'art antérieur.

Pour ce faire, la présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef, comprenant :

une structure interne fixe destinée à recevoir un turboréacteur d'aéronef ;

une structure externe, définissant avec ladite structure interne fixe, une veine de circulation d'un flux d'air secondaire ;

un ensemble de poutres inférieure et supérieure, reliées entre elles par la structure interne fixe,

ladite nacelle étant remarquable en ce qu'une paroi externe de la poutre inférieure est conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle, destinée à venir au contact d'un flux d'air externe à ladite nacelle, ladite paroi externe de la poutre inférieure étant en outre conçue pour être tolérante aux dommages engendrés par ledit flux d'air externe.

Ainsi, en prévoyant une nacelle dont la paroi externe de la poutre inférieure est conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle et pour être tolérante aux dommages engendrés par le flux d'air externe à ladite nacelle, on supprime les tôles aérodynamiques de carénage présentes dans l'art antérieur. Ceci permet de diminuer l'épaisseur radiale de la poutre inférieure par rapport à l'épaisseur obtenue pour une poutre inférieure utilisée dans un turboréacteur à taux de dilution équivalent.

Cela permet de réduire, par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de la présente invention, à la fois les dimensions de la nacelle, déterminée par son diamètre, et celles du « beavertail », terme anglo-saxon utilisé pour définir le carénage externe en aval de la nacelle dont ses dimensions sont directement fonction de l'éloignement radial de la poutre par rapport à l'axe longitudinal de l'ensemble propulsif. En parvenant à réduire par rapport à l'art antérieur les dimensions de la nacelle et du « beavertail » utilisés pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de l'art antérieur, on diminue la masse de la nacelle et du « beavertail », ce qui permet avantageusement de réduire la traînée aérodynamique de la nacelle.

En outre, la suppression des tôles aérodynamiques de carénage prévues dans l'art antérieur permet à la poutre inférieure « 6 heures » de se trouver directement au contact du flux d'air externe. Ainsi, le flux d'air externe vient lécher la poutre inférieure 6 heures, ce qui permet de refroidir plus efficacement la poutre inférieure par rapport à l'art antérieur. Cela est très avantageux car la zone de l'ensemble propulsif dans laquelle est située la poutre inférieure 6 heures est une zone chaude de l'ensemble propulsif. Aucun moyen de refroidissement complémentaire de la poutre n'est alors nécessaire grâce à la présente invention.

Selon des caractéristiques optionnelles de la présente invention, la structure externe de la nacelle de l'invention abrite des moyens d'inversion de poussée comprenant au moins un capot mobile d'inverseur, et les poutres inférieure et supérieure reçoivent des rails de guidage en translation dudit capot mobile d'inverseur.

Par ailleurs, la poutre inférieure de la nacelle de l'invention comprend deux demi-poutres réparties de façon symétrique par rapport à un plan médian de la nacelle.

L'invention concerne encore un ensemble propulsif pour aéronef, remarquable en ce qu'il comprend une nacelle selon l'invention et un turboréacteur supporté par ladite nacelle, ledit turboréacteur présentant un taux de dilution compris entre 8 et 15.

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 illustre un ensemble propulsif en vue isométrique ;

la figure 2 représente une demi-coquille de section aval de nacelle ; la figure 3 est une vue de dessous de la nacelle, centrée sur sa section aval ;

la figure 4 représente la section aval de la nacelle en coupe longitudinale sur laquelle sont représentées les lignes aérodynamiques de la nacelle ;

la figure 5 est une vue de côté de la section aval de la nacelle ; la figure 6 est une vue de dessous de la nacelle selon l'invention, centrée sur sa section aval.

Dans la description et les revendications, les expressions « interne » et « externe » sont utilisées à titre non limitatif en référence à l'éloignement radial par rapport à l'axe longitudinal de la nacelle, l'expression « interne » définissant une zone radialement plus proche de l'axe longitudinal de la nacelle, par opposition à l'expression « externe ».

En outre, sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.

On se réfère à la figure 6, sur laquelle est représentée une nacelle 100 selon l'invention, en vue de dessous.

La nacelle selon la présente invention diffère de celle présentée en référence aux figures 1 à 5 en ce que la poutre inférieure « six heures » 125 présente une paroi externe 126 conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle. On entend par l'expression « conçue pour définir au moins partiellement une ligne aérodynamique externe de la nacelle » la caractéristique selon laquelle la poutre 125 rejoint la ligne aérodynamique externe 129 de la nacelle. En d'autres termes, c'est directement la paroi extérieure 126 de la poutre inférieure 125 qui est destinée à venir au contact d'un flux d'air externe F _ext à ladite nacelle. La poutre inférieure 125 est ainsi conçue pour être tolérante aux dommages engendrés par le flux d'air externe F _ext s'écoulant autour de la nacelle 100.

Comme précédemment indiqué, le fait de prévoir une nacelle dont la paroi externe 126 de la poutre inférieure 125 est conçue pour définir au moins partiellement la ligne aérodynamique externe 139 de la nacelle et est destinée à venir au contact d'un flux d'air externe F _ext à ladite nacelle, on supprime les tôles aérodynamiques de carénage présentes dans l'art antérieur. Ceci permet de diminuer l'épaisseur radiale de la poutre inférieure 125 par rapport à l'épaisseur obtenue pour une poutre inférieure de l'art antérieur, utilisée dans un turboréacteur à taux de dilution équivalent.

Cela permet de réduire, par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution égal à celui de la présente invention, à la fois les dimensions de la nacelle, déterminée par son diamètre, et celles du « beavertail » 135. La masse de la nacelle 125 et du « beavertail » 135 est ainsi diminuée par rapport à l'art antérieur pour un turboréacteur présentant un taux de dilution équivalent. La traînée aérodynamique de la nacelle 125 est alors réduite.

De plus, la suppression des tôles aérodynamiques de carénage prévues dans l'art antérieur permet à la poutre inférieure 125 de se trouver directement au contact du flux d'air externe F _ext . Ainsi, le flux d'air externe F _ext vient lécher la poutre inférieure 125, ce qui permet de refroidir plus efficacement la poutre inférieure 125 par rapport à l'art antérieur. Cela est très avantageux car la zone de l'ensemble propulsif dans laquelle est située la poutre inférieure 125 est une zone chaude de l'ensemble propulsif. Aucun moyen de refroidissement complémentaire de la poutre n'est alors nécessaire grâce à la présente invention.

Par ailleurs, la poutre inférieure 125 comprend, comme la poutre inférieure 25 de l'art antérieur, deux demi-poutres inférieures 125a, 125b réparties symétriquement par rapport au plan médian de la nacelle. Chaque demi-poutre inférieure 125a, 125b peut recevoir des rails de guidage en translation du capot mobile d'inverseur lorsque la section aval de la nacelle abrite un dispositif d'inversion de poussée. Les demi-poutres supérieures 23a, 23b définissant la poutre supérieure 23 reçoivent alors également des rails de guidage en translation du capot mobile d'inverseur.

La présente invention est destinée à être mise en œuvre de façon préférée sur des nacelles de petite taille, c'est-à-dire des nacelles présentant un diamètre d'entrée d'air de l'ordre de 180 centimètres. Bien entendu, cette taille est uniquement donnée à titre indicatif et la présente invention peut tout à fait être mise en œuvre sur des nacelles de taille différentes, présentant un diamètre notamment compris entre 100 cm et 300 cm.

Par ailleurs, la présente invention concerne également un ensemble propulsif comprenant une nacelle selon l'invention supportant un turboréacteur présentant un taux de dilution compris préférentiellement entre 8 et 15. Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cette nacelle et de cet ensemble propulsif, décrites ci-dessus uniquement à titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.