La présente invention se rapporte à une nacelle de turboréacteur comprenant une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur.

Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt, tel que par exemple, un système d'inversion de poussée.

Pl us précisément, u ne nacel le présente généralement une structure comprenant une entrée d'air en amont du moteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, et une section aval destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur et abritant des moyens d'inversion de poussée.

La soufflante du turboréacteur se compose essentiellement d'un arbre rotatif portant une pluralité d'aubes. A leur extrémité radiale, les aubes sont entourées circonférentiellement par un carter.

Afin de pouvoir accéder au carter de la soufflante, la section médiane comprend généralement au moins deux capotages aptes à s'ouvrir radialement par pivotement autour d 'une l igne charn ière longitudinale supérieure située à proximité d'un axe du mât auquel doit être rattaché la nacelle.

En position de fermeture ces capotages sont verrouillés, sur une structure fixe ou l'un avec l'autre par un ensemble de verrous, le long d'une ligne de verrouillage longitudinale inférieure dans le cas d'une installation motrice sous voilure.

La présence de ces capotages dans la section médiane a un impact sur les chemins de reprise d'efforts entre les structures de la nacelle et de transmission de ceux-ci vers le mât puisque les principales lignes de transmission d'efforts sont localisées le long de la ligne charnière et de la ligne de verrouillage.

Une telle configuration n'est pas optimale dans le cas d'efforts circonférentiels à contenir, notamment, par exemple en cas d'incident de type perte d'aube. Plus précisément, en cas de perte d'aube, l'entrée d'air se trouve soumise à des déplacements importants associées à des charges significatives. Classiquement, ces charges sont reprises par le carter de soufflante par l'intermédiaire d'une bride de liaison carter de soufflante / entrée d'air.

Ainsi, il existe un besoin pour une nacelle de turboréacteur comprenant une section médiane présentant des propriétés de passage d'efforts améliorées.

On pourra également noter à titre complémentaire qu'un mode d'ouverture par pivotement peut présenter des difficultés lorsque la nacelle est proche de la structure de l'avion, et notamment de l'aile. En effet, lors d'interventions de maintenance sur le turboréacteur, les demi-parties et capotages de la nacelle qui sont situés à proximité de l'aile ne peuvent être ouverts au-delà d'un certain angle, ceux-ci étant bloqués par l'aile ou plus généralement par la structure de l'avion.

De pl us, une ouverture rad iale des capotages nécessite la présence de vérins d'ouverture puissants à l'intérieur de la nacelle, ces vérins devant être aptes à supporter le poids des capotages ainsi que les efforts dûs aux rafales de vent au sol ou demi-parties, ainsi que de bielles permettant de sécuriser ces capotages et demi-parties en position ouverte. Ces éléments représentent un poids et un espace d'occupation importants.

Afin de pallier ces inconvénients, la présente invention se rapporte à une nacelle pour turboréacteur, comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante de turboréacteur et son carter, et une section aval, la section médiane étant réalisée à partir d'au moins une aérostructure apte à assurer une continuité aérodynamique extern e d e l a n acel l e , ca ractérisée en ce q ue l ad ite aérostructure est liée rigidement de manière démontable à au moins une structure fixe environnante.

Ainsi, en remplaçant les capots pivotant par des aérostructures fixes démontables, celles-ci peuvent participer à la reprise d'efforts globale de l'ensemble de la section médiane. Les autres zones de passage d'efforts peuvent alors être allégées.

Par ailleurs, on notera qu'une telle adaptation de la section médiane nécessite peu d'équipements et pas de modification au niveau de l'équipement soufflante. Avantageusement, l'aérostructure comprend une ou plusieurs trappes permettant un accès à l'intérieur de la nacelle situées à proximité d'une zone supérieure dite douze heures et / ou inférieure dite six heures et / ou sensiblement médiane. Les trappes permettent ainsi de conserver l'accès aux composants internes essentiels. Bien évidemment, en cas d'opération de maintenance importante, les aérostructures seront démontées.

De man ière préférentiel le , la n acel le comprend une ou éventuellement deux aérostructures, notamment sensiblement cylindrique ou hémicylindriques en fonction de leur nombre, disposées de part et d'autre d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle.

Selon plusieurs caractéristiques additionnelles préférées :

- l'aérostructure est liée rigidement de manière démontable à un pylône ou une interface de liaison de la nacelle à un pylône,

- l'aérostructure est liée rigidement de manière démontable à une poutre longitudinale inférieure,

- l'aérostructure est liée à une autre aérostructure, notamment en partie inférieure,

De manière avantageuse, la section aval est équipée d'un dispositif d'inversion de poussée.

De manière préférentielle, l'aérostructure est liée à une paroi correspondante de l'entrée d'air.

Un aspect important de l'invention est également de proposer une section médiane dont les aérostructures sont liées à la section amont d'entrée d'air de manière à transmettre peu d'efforts à cette aérostructure en cas de perte d'aube tout en étant capable de tenir les efforts des autres cas de charges.

Pour ce faire, selon un premier mode de réalisation, l'aérostructure est liée à la paroi d'entrée d'air au moyen de rivets ou vis et montées avec jeu entre les deux structures.

Ainsi, les deux structures peuvent glisser l'une par rapport à l'autre en cas de chargement important. La tension d'installation des fixations sera limitée conformément à cet objectif.

Alternativement ou de manière complémentaire, l'interface entre l'aérostructure et l'entrée d'air présente au moins une zone de flambage local apte à résister aux charges normales en vol mais flambant en cas de fortes charges, notamment celles dues à une perte d'aube. De manière avantageuse, la zone de flambage est associée à au moins un raidisseur, et plus particulièrement deux encadrant la zone de flambage.

Bien évidemment, l'intégrité de la structure sera toujours assurée même en cas de flambage partiel de celle-ci.

Alternativement ou de manière complémentaire, l'aérostructure est liée à la paroi externe d'entrée d'air par l'intermédiaire d'une liaison souple apte à amortir les passages d'efforts de manière à limiter le passage de charges significatives.

Alternativement encore ou de manière complémentaire, la liaison entre l'aérostructure e t l a p a ro i externe d'entrée d'air s'effectue par l'intermédiaire d'un carter de soufflante, au moyen d'un ou plusieurs raidisseurs, ces raidisseurs bien que proches ne sont pas directement liés entre eux.

Ainsi, grâce à un tel découplage, les efforts seront repris par le carter de soufflante et la majorité des efforts ne sera pas transm is à l'aérostructure.

La présente invention sera mieux comprise à la lumière de la description détaillée qui suit en regard du dessin annexé dans lequel :

- l a fig u re 1 est une représentation schématique en coupe longitudinale d'une demi nacelle de turboréacteur,

- la figure 2 est une représentation schématique d'une aérostructure équipant la section médiane selon l'invention,

- les figures 3 à 6 présentent plusieurs modes de réalisation d'une liaison mécanique entre l'aérostructure de la figure 2 et la section d'entrée d'air de la nacelle de turboréacteur selon l'invention.

Comme cela est connu en soi, et représenté à la figure 1 ci-jointe, une nacelle 1 pour turboréacteur à double flux comprend classiquement une structure externe comportant une section amont 3 formant entrée d'air, une section médiane 5 dont une paroi interne est formée par un carter 6 d'une soufflante 7 du turboréacteur, et une section aval 9 pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée.

Cette nacelle 1 comporte par ailleurs une structure interne 1 1 comprenant un carénage 13 du moteur 15 du turboréacteur. La structure externe de la nacelle 1 définit, avec la structure interne 1 1 , une veine d'air annulaire 17, souvent désignée par « veine d'air froid », par opposition à l'air chaud engendré par le moteur 15.

La soufflante 7 consiste essentiellement en une hélice comportant une pluralité d'aubes 1 9, montée rotative sur un moyeu fixe 21 pouvant être relié au carter de soufflante 6 par une pluralité de bras fixes 25.

En amont de ces bras fixes se trouvent des aubes de redressement de flux 23 permettant de redresser le flux d'air froid engendré par la soufflante 7.

Conformément à l'invention et afin de pallier les problèmes évoqués précédemment, la section méd iane présente une paroi externe réalisée à partir d'au moins une aérostructure 51 telle que représentée sur la figure 2, montée rigidement entre la section amont 3 et la section aval 9 mais de man ière démontabl e afin d e former u n capot fixe, amovi ble en cas d'opération de maintenance importante, mais non ouvrable par pivotement contrairement à l'art antérieur.

Plus précisément, le mode de réalisation décrit concerne une section médiane 5 réalisée à partir de d'une ou plusieurs aérostructures 51 sensiblement reconstituant la forme extérieure de la nacelle disposées autour d'un axe sensiblement longitudinal de la nacelle 1 . A titre d'exemple, dans la descrition ci-après, il est prévu deux aérostructures.

Chaque aérostructure 51 est liée est fixée, d'une part, en partie haute, à un pylône ou à une interface de pylône, ou encore à une poutre longitud inale supérieure, par exemple, à l'aide fixations (vis ou rivets), et d'autre part, en partie basse, à une poutre longitudinale inférieure et / ou à un bord inférieur de la deuxième aérostructure 51 au moyen de fixations (vis ou rivets).

Au niveau d'un côté amont 53, l'aérostructure 51 est liée rigidement à une paroi externe de la section d'entrée d'air 3 de manière à assurer la continuité aérodynamique extérieure de la nacelle.

De la même manière, au niveau d'un côté aval 54, l'aérostructure est liée rigidement à une paroi externe de la section aval 9.

Les moyens de fixation ne sont pas représentés et des exemples particuliers sont détaillés sur les figures 3 à 6.

Conformément à un aspect complémentaire de l'invention, les aérostructu res 51 com pren nent u ne ou pl usieu rs trappes 55 d 'accès à l'intérieur de la nacelle. Les emplacements et dimensions de ces trappes seront déterminés en fonction des organes auxquels un opérateur souhaiterait accéder sans avoir à déposer complètement l'aérostructure 51 .

On pourra avantageusement prévoir des trappes 55 à proximité d'une zone supérieure dite douze heures et / ou inférieure dite six heures et / ou sensiblement médiane.

Selon un premier mode de réalisation, représenté schématiquement sur la figure 3, l'aérostructure 51 est rattaché à la paroi de la section d'entrée d'air 3 à l'aide d'une pluralité de rivets ou boulons 56. Un Cordon périphérique de mastic 57 assu re l ' interface et la continuité aérodynamique entre les deux structures.

Afin de permettre un léger glissement des structures l'une par rapport à l'autre, les rivets 56 sont montés avec un léger jeu 58. Par ailleurs, le choix du rivet 56 sera tel que sa rension d'installation est limitée et permet en cas de charge importante le glissement relatif des deux structures.

Selon un deuxième mode de réalisation, représenté schématiquement sur la figure 4, l'aérostructure 51 est rattaché à la paroi de la section d'entrée d'air 3 par l'intermédiaire d'une zone de flambage 60, qui peut être intégrée à l'une, l'autre ou les deux structures, cette zone de flambage 60 correspondant à une section de faible épaisseur apte à flamber sous des charges correspondant, notamment à un accident de perte d'aube 19, mais résistante aux charges de vol normales.

Afin d'assurer une parfaite délimitation de la section de flambage 60, cette dern ière pourra être encadrée de raid isseurs 61 , appartenant notamment à l'aérostructure 51 et / ou à la paroi de la section d'entrée d'air 3.

Selon un troisième mode de réalisation, représenté schématiquement sur la figure 5, l'aérostructure 51 est rattaché à la paroi de la section d'entrée d'air 3 par l'intermédiaire d'une liaison souple 62, elle-même rattachée à chaque structure par des rivets 63.

Un cordon 64 périphérique externe assurera la continuité aérodynamique et l'étanchéité entre les deux structures.

Cette liaison souple sera conçue pour ne amortir les charges et ne pas transmettre de charges importantes significatives. Cette pièce de liaison pourra être réalisée à partir d'un caoutchouc synthétique (silicone par exemple) renforcé de fibres de verre (ou toute fibre équivalente). Selon un quatrième mode de réalisation, représenté schématiquement sur la figure 6, l'aérostructure 51 est rattaché à la paroi de la section d'entrée d'air 3 par l'intermédiaire de raidisseurs 57 en forme d'équerre également lié au carter 6.

Ainsi, les charges transitant par l'interface section d'entrée d'air 3 / aérostructures 51 sont reprises principalement par le carter 6 et non transmises à l'autre structure.

Bien que l'invention ait été décrite avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.