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CA 02786542 2012-07-05
WO 2011/107682 PCT/FR2011/050214
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Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour
turboréacteur
La présente invention concerne un ensemble de refroidissement
pour un composant d'une nacelle pour turboréacteur, ledit ensemble
comprenant au moins une paroi composite séparant une zone froide et une
zone chaude comprenant ledit composant.
La présente invention concerne également une nacelle pour
turboréacteur comportant un composant destiné à être refroidi et un tel
ensemble de refroidissement.
Un aéronef est mû par un ou plusieurs turboréacteurs logés chacun
dans une nacelle.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire
comprenant une entrée d'air en amont du turboréacteur, un ensemble
intermédiaire destiné à entourer une soufflante du turboréacteur, un ensemble
arrière pouvant intégrer des moyens d'inversion de poussée et étant destiné à
entourer la chambre de combustion et tout ou partie des étages de
compresseur et de turbine du turboréacteur. La nacelle est généralement
terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du
turboréacteur.
Les nacelles modernes sont destinées à abriter un turboréacteur
double flux apte à engendrer, d'une part, un flux d'air chaud, également
appelé
flux primaire , issu de la chambre de combustion du turboréacteur, et
circulant dans un espace délimité par un compartiment de forme sensiblement
tubulaire appelé compartiment core , et d'autre part, un flux d'air froid,
également appelé flux secondaire , issu de la soufflante et circulant à
l'extérieur du turboréacteur à travers un passage annulaire, également appelé
veine , formé entre une structure interne définissant un carénage du
turboréacteur et la structure externe de la nacelle protégeant la nacelle de
l'extérieur. Les deux flux d'air sont éjectés du turboréacteur par l'arrière
de la
nacelle.
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Une partie des parois de la nacelle sépare une première zone dite
zone froide et une seconde zone dite zone chaude , ladite zone froide
étant plus froide que ladite zone chaude. Certains composants situés dans la
zone chaude peuvent être endommagés par la contrainte thermique engendrée
par la différence de température entre la zone chaude et la zone froide. En
particulier, ceci est le cas des composants tels que des dispositifs
d'amortissement et d'arrêt, appelés bumper , disposés dans le
compartiment core de la nacelle sur la paroi de la structure interne fixe de
l'inverseur de poussée. L'utilisation de bumper permet de limiter les
déplacements des éléments formant la structure interne fixe de l'inverseur de
poussée.
Pour ventiler de tels composants, il est connu d'utiliser des écopes
dynamiques prélevant de l'air froid dans la zone froide et de protéger le
composant par une enveloppe de type tôle chaudronnée. Cependant,
l'utilisation d'écope suppose le prélèvement d'air froid qui diminue le
rendement
de poussée de la nacelle.
En outre, dans certains cas, la pression de l'air froid présente dans
la zone froide n'est pas toujours suffisante pour refroidir les composants.
Les
composants sont alors protégés par une enveloppe thermique composée de
deux feuillards en inox et d'un matériau isolant. Le refroidissement peut être
renforcé par conduction, lorsque la paroi est réalisée dans un matériau
conducteur thermique, comme l'aluminium.
Cependant, pour alléger la nacelle, de nombreuses parois sont
réalisées dans un matériau composite tel que l'époxy ou le BMI. Le
refroidissement ne peut donc plus se faire par conduction, du fait de la
faible
conductivité du composite.
Un but de la présente invention est donc de fournir un ensemble de
refroidissement pour une nacelle de turboréacteur comprenant une paroi
composite séparant une zone froide d'une zone chaude, ledit ensemble étant
capable de refroidir efficacement un composant disposé dans la zone chaude,
sans pénaliser le rendement de poussée de la nacelle.
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A cet effet, selon un premier aspect, l'invention a pour objet un
ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour
turboréacteur, ledit ensemble comprenant au moins une paroi composite
séparant une zone froide et une zone chaude comprenant ledit composant,
caractérisé en ce qu'il comporte au moins une ouverture pratiquée dans ladite
paroi composite et un élément d'interface conducteur thermique disposé sur la
paroi composite afin d'obstruer ladite ou lesdites ouvertures, ledit élément
étant
destiné à être associé audit composant.
La présente invention permet de manière simple et efficace de
refroidir tout composant disposé dans la zone chaude grâce à l'ouverture
présente dans la paroi qui est obstruée par l'élément d'interface conducteur
thermique qui permet l'échange de chaleur avec le composant.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de
ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement afin de refroidir le
composant et la paroi composite. Ainsi, on limite les coûts et on améliore le
rendement de poussée de la nacelle.
La présente invention permet également un gain en masse de la
nacelle puisqu'il est possible d'utiliser des parois en matériau composite.
Selon d'autres caractéristiques de l'invention, l'ensemble de
l'invention comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles
suivantes considérées seules ou selon toutes les combinaisons possibles :
- l'élément d'interface a une forme en continuité aérodynamique du
reste de la paroi composite au voisinage de la ou des ouvertures ;
- l'élément d'interface comprend des extrémités configurées pour
être fixées sur la paroi composite par des moyens de fixation ;
- l'élément d'interface est réalisé en aluminium ou tout autre
matériau présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle
de l'aluminium ,
- au moins une cale est intercalée entre les extrémités de l'élément
d'interface et la paroi composite ;
- l'élément d'interface est revêtu d'une enveloppe réalisée dans un
matériau conducteur thermique ,
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- le matériau conducteur thermique est choisi parmi l'aluminium ou
tout autre matériau présentant une conductivité thermique au moins
équivalente à celle de l'aluminium.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet une nacelle pour
turboréacteur comportant au moins un composant et au moins un ensemble de
refroidissement selon l'invention, ledit ensemble étant destiné à refroidir
ledit
composant.
De préférence, la paroi composite dudit ensemble est la paroi d'une
structure interne fixe d'inverseur de poussée.
De préférence, l'élément d'interface forme le support d'un dispositif
d'amortissement et d'arrêt fixé sur la paroi de la structure interne fixe,
ledit
dispositif étant destiné à être monté dans la zone chaude.
L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description
non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées :
- la figure 1 est une coupe longitudinale d'un mode de réalisation d'une
nacelle de l'invention ,
- la figure 2 est une coupe transversale simplifiée de la nacelle de la
figure 1 ;
- la figure 3 est une vue avant en perspective d'un mode de réalisation
d'un ensemble de refroidissement comprenant une paroi composite de
la structure interne fixe d'une nacelle et un élément d'interface sous la
forme d'un support d'un dispositif d'amortissement et d'arrêt monté sur
ladite paroi ;
- la figure 4 est une vue arrière en perspective de la paroi et du dispositif
d'amortissement et d'arrêt de la figure 3 ;
- la figure 5 est une coupe transversale du mode de réalisation de
l'ensemble de refroidissement de la figure 3 ;
- la figure 6 est une coupe transversale d'une variante de la figure 5.
Comme représenté sur la figure 1, une nacelle 1 selon l'invention
comprend une lèvre d'entrée d'air 2, une structure médiane 3 entourant une
soufflante 4 d'un turboréacteur 5 et un ensemble aval 6. L'ensemble aval 6
comprend une structure interne fixe 7 (IFS) entourant la partie amont du
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turboréacteur 5, une structure externe fixe (OFS) 9 et un capot mobile (non
représenté) comportant des moyens d'inversion de poussée.
L'IFS 7 et l'OFS 9 délimitent une veine 8 permettant le passage
d'un flux d'air froid pénétrant la nacelle 1 de l'invention au niveau de la
lèvre
5 d'entrée d'air 2. La veine 8 correspond à une zone froide. Typiquement, la
température à l'intérieur de la veine 8 est comprise entre -50 C et 100 C.
Un mât de suspension (non représenté sur la figure 1) supporte le
turboréacteur 5 et la nacelle 1 de l'invention.
La nacelle 1 de l'invention se termine par une tuyère d'éjection 10
comprenant un module externe 12 et un module interne 14. Les modules
interne 14 et externe 12 définissent un canal d'écoulement de flux d'air
primaire
15, dit chaud, sortant du turboréacteur 5.
On définit le compartiment core 16 comme une zone chaude
comprenant le turboréacteur 5 engendrant la circulation du flux d'air chaud
primaire et le canal d'écoulement dudit flux d'air primaire 15. La température
à
l'intérieur du compartiment core 16 est typiquement comprise entre 100 C et
400 C (à laquelle il faut ajouter l'impact du rayonnement du carter moteur
températures allant jusqu'à 750 C). Ledit compartiment core 16 est entouré par
l'IFS 7.
De manière plus précise, l'IFS 7 est formée d'une paroi en matériau
composite, notamment sous la forme d'au moins un panneau. La paroi de l'IFS
7 sépare ainsi une zone froide, la veine 8 dans laquelle circule un flux d'air
froid, et une zone chaude, le compartiment core 16. Le panneau peut être du
type sandwich en nid d'abeille (NIDA) pris entre deux couches composites
éventuellement percées acoustiquement côté zone froide, à savoir la veine 8.
Le matériau composite peut être choisi parmi un matériau
comprenant un mélange de carbone et d'époxy ou de carbone et de BMI ou de
tout autre composite.
Comme représentée sur la figure 2, l'IFS 7 peut être réalisée en
une multitude de structures articulées les unes aux autres, notamment en deux
demi-structures internes fixes articulées en position 12 h lorsque la nacelle
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de l'invention est vue de face, à savoir au niveau du mât d'accrochage 21 de
la
nacelle et verrouillée en position 6h lorsque la nacelle 1 de l'invention est
vue
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de face, à savoir diamétralement opposée à l'emplacement dudit mât 21. La
paroi 20 de chaque demi-structure sépare donc une zone froide 8 d'une zone
chaude 16.
L'IFS 7 comporte typiquement au moins un dispositif
d'amortissement et d'arrêt 23, aussi appelé bumper , permettant de limiter
le
déplacement des deux demi-structures internes fixes, notamment des parois
20. En effet, il existe des contraintes mécaniques notamment au niveau des
positions 6h et 12h entraînant des déplacements desdites parois 20 des demi-
structures internes fixes.
Une pluralité de dispositifs d'amortissement et d'arrêt 23 peuvent
être installés en position 6h et en position 12h, notamment trois en position
6h
et trois en position 12h.
Comme représenté sur la figure 3, chaque dispositif
d'amortissement et d'arrêt 23 comporte une tête 25 configurée pour butée
contre une autre butée montée sur la paroi 20 d'une des deux demi-structures
internes. La tête 25 est montée sur un support 27 fixé sur ladite paroi 20 de
la
demi-structure interne.
Selon l'invention et comme représenté sur les figures 3 à 5,
l'ensemble de refroidissement 30 de l'invention comprend au moins une paroi
composite 20 dans laquelle est formée au moins une ouverture 31, et un
élément d'interface conducteur thermique 33 qui est disposé sur la paroi afin
d'obstruer ladite ouverture 31, ledit élément conducteur thermique 33 étant
associé au composant à refroidir, dans le cas présent au dispositif 23.
Dans des variantes, le composant peut également être tout
équipement nacelle et/ou moteur installé dans une zone chaude à proximité
d'une zone froide.
La zone froide 8 est typiquement plus froide que la zone chaude
16. Autrement dit, la température moyenne de la zone froide 8 est inférieure à
la température moyenne de la zone chaude 16.
La présente invention permet ainsi de manière simple et efficace de
refroidir un composant 23 disposé dans une zone chaude 16, ici le
compartiment core, associé à un élément conducteur thermique 33 qui autorise
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un échange de chaleur destiné à obturer une ou plusieurs ouvertures 31
présentes dans la paroi composite 20.
Par ailleurs, il n'est plus nécessaire d'employer des écopes de
ventilation ou tout autre dispositif de refroidissement cher, lourd et
volumineux
afin de refroidir le composant 23. Ainsi, on limite les coûts et on améliore
le
rendement de poussée de la nacelle 1 de l'invention. En effet, le flux
circulant
dans la zone froide, la veine 8, n'est pas perturbé par la présence d'un tel
ensemble de refroidissement 30.
La présente invention permet également un gain en masse de la
nacelle 1 de l'invention puisqu'il est possible d'utiliser des parois en
composite
permettant le refroidissement de composants.
L'élément d'interface 33 peut être rapporté sur ledit composant 3
ou bien être formé de matière avec ce dernier. Ainsi, dans le cas d'un
dispositif
d'amortisseur et d'arrêt 23, l'élément d'interface 33 peut former le support
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qui est configuré pour obstruer ladite ou lesdites ouvertures 31.
Sur les figures 3 à 6, l'ensemble 30 de l'invention comporte une
unique ouverture 31. Il est possible que ledit ensemble 30 comporte une
pluralité d'ouvertures 31.
La ou les ouvertures 31 peuvent avoir toute forme et présenter
toute dimension. En particulier, l'élément d'interface 33 peut obstruer une
unique ouverture 31 de dimension sensiblement égale ou légèrement inférieure
à celle de l'élément d'interface 33 (voir figure 5). Dans une variante non
représentée, l'élément d'interface peut également obstruer une pluralité
d'ouvertures de dimension très inférieure à celle de l'élément d'interface.
De préférence, l'élément d'interface 33 peut avoir une forme en
continuité aérodynamique du reste de la paroi composite 20. Ainsi, de manière
avantageuse, le flux d'air circulant dans la zone froide 8 n'est pas perturbé
par
la présence de l'élément d'interface 33.
L'élément d'interface 33 peut être réalisé dans un matériau
conducteur thermique choisi parmi l'aluminium ou tout autre matériau
présentant une conductivité thermique au moins équivalente à celle de
l'aluminium.
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L'élément d'interface 33 peut comprendre des extrémités
configurées 41 pour être fixées sur la paroi composite 20 de chaque demi-
structure fixe par des moyens de fixation. Les extrémités 41 peuvent présenter
une forme sensiblement complémentaire à la surface de la paroi composite 20
sur laquelle lesdites extrémités 41 sont destinées à être fixées. Les moyens
de
fixation peuvent être de type permanent, visés ou aveugles et comporter des
têtes fraisées, notamment une dizaine de têtes fraisées.
Selon un mode de réalisation représenté sur la figure 6, au moins
une cale 43 est intercalée entre les extrémités 41 de l'élément d'interface et
la
paroi composite 20. La présence de la cale 43 permet d'absorber tout défaut
aérodynamique. La cale 43 peut être réalisée en aluminium, titane ou acier et
d'un procédé pelable, mixte ou solide.
Selon une variante, l'élément d'interface 33 peut être protégé par
une enveloppe réalisée dans un matériau conducteur thermique de type
capotage inox. De ce fait, on évite une trop forte élévation de température au
sein de l'élément d'interface 33, ce qui permet de réguler la chaleur dans ce
dernier de manière plus aisée.
Le matériau conducteur thermique peut être choisi parmi
l'aluminium ou tout autre matériau présentant une conductivité thermique au
moins équivalente à celle de l'aluminium.
