FR2905930A1

FR2905930A1 - Generateur de tourbillon en sortie de gaz chauds

Info

Publication number: FR2905930A1
Application number: FR0653793A
Authority: FR
Inventors: Cyril Bonnaud; Arnaud Hormiere
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2006-09-18
Filing date: 2006-09-18
Publication date: 2008-03-21
Anticipated expiration: 2026-09-18
Also published as: US7988092B2; US20080067292A1; FR2905930B1

Abstract

Afin de réduire la surface d'un mât de support (2) d'un moteur d'aéronef en contact avec les gaz chauds (18) d'échappement dudit moteur, un dispositif générateur de tourbillon (24) est positionné sur la surface du mât (2), à proximité de la région chaude (22). Ainsi, le tourbillon généré dans l'écoulement des gaz froids (16) croise l'air chaud et modifie son trajet, l'empêchant ainsi de se rendre dans des zones (22) du mât non prédéfinies. Ce système permet de s'adapter aux conditions de fonctionnement de l'aéronef déjà construit, sans alourdissement notable.

Description

GÉNÉRATEUR DE TOURBILLON EN SORTIE DE GAZ CHAUDS DESCRIPTION DOMAINE

TECHNIQUE L'invention concerne le domaine de la protection contre l'échauffement dû à l'échappement de gaz chauds d'un moteur par la création d'un flux déviant lesdits gaz. L'invention trouve une application particulière en aéronautique, au niveau de la surface de la structure supportant le moteur, par exemple un mât. L'invention concerne ainsi un procédé de protection d'une structure localisée en aval de l'évacuation directionnelle d'un gaz chaud par la mise en place d'un dispositif déviant indirectement ce gaz, notamment par un tourbillon. L'invention se rapporte également à un élément structurel muni d'un tel dispositif générateur de tourbillon. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Bien qu'orientés dans une direction fixée par un carter de moteur, les gaz chauds d'échappement viennent en contact avec les pièces adjacentes en sortie de carter. En particulier, pour un aéronef dans lequel le moteur 1, 1' est monté sur un mât 2, 2' (voir par exemple document FR 2 807 389), les gaz éjectés par le moteur 1, 1' sont souvent en contact avec une partie 4, 4' de la surface du mât 2, 2' le supportant : voir figure 1A.

2905930 2 Dans la phase de conception d'un avion, l'identification précise des zones 4, 4' du mât 2, 2' qui seront impactées par le jet chaud du moteur 1, 1' est importante : 5 elle permet de déterminer la partie 4 du mât 2 à protéger, par exemple par l'utilisation en cet endroit au moins de matériaux adaptés, notamment en alliages métalliques 6 (figure 1B), - elle permet de maximiser l'utilisation 10 de matériaux composites 8, plus légers, dans les zones qui restent froides, elle intervient dans le calcul des charges subies par les structures 2, - elle est utilisée pour l'analyse des 15 risques liés à la présence de températures élevées dans certaines zones 4 du mât 2, qui seraient susceptibles d'être contaminées par des vapeurs de fuel ou de liquide hydraulique. En particulier, une fois les zones 4 20 concernées identifiées, un renfort thermique 6, ou carénage arrière du mât, par exemple une structure métallique généralement appelée APF (pour Aft Pylon Fairing ), est alors placé pour assurer la sécurité de la structure 2 ; le reste 8 du mât 2 peut être composé 25 de matériaux, par exemple composites, offrant moins de résistance thermique mais plus légers. Néanmoins, cette identification est difficile car elle doit couvrir l'intégralité du domaine de vol de l'avion. De plus, elle met en jeu des phénomènes complexes d'aérodynamique et d'aérothermie encore mal prédits ; certains déplacements d'air chaud 2905930 3 se font en effet exclusivement à l'intérieur d'une couche limite , c'est-à-dire sur une très faible épaisseur d'écoulement turbulent entre la surface du mât 2 et l'écoulement extérieur froid. Les couches 5 limites sont particulièrement difficiles à modéliser. Lors des essais en vol de l'avion, il arrive donc parfois de découvrir que la zone métallique 6 protégée du mât 2 est insuffisamment étendue et qu'une protection supplémentaire doit être apportée.

10 En présence de ce type de problème, la solution habituelle consiste à étendre la zone protégée 4 du mât 2 en remplaçant les matériaux inadaptés 8 soumis à des températures trop élevées par des alliages métalliques 6 plus résistants à la chaleur ; ces 15 derniers sont cependant également plus lourds. Outre ce changement de matériau, on peut être amené à installer un blindage thermique, voire une ventilation additionnelle dans le mât 2 si les températures internes sont trop importantes au regard des exigences 20 de certification. Ces modifications conduisent à une augmentation de la masse de l'avion, déjà préjudiciable en tant que telle, voire à une pénalité de traînée aérodynamique si la ventilation interne est accrue.

25 Cette démarche est d'autant plus lourde de conséquences qu'elle implique une modification des processus de fabrication des structures impactées, et ce tardivement dans le développement de l'avion.

2905930 EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention se propose, parmi autres avantages, de pallier les inconvénients des solutions existantes, en protégeant la surface du mât adjacente à 5 la sortie des gaz chauds du moteur sans alourdir indûment la structure de l'aéronef. La présente invention consiste à installer un ou plusieurs générateurs de tourbillon sur la surface du mât, à proximité de la région chaude, afin 10 que le tourbillon croise et modifie le trajet de l'air chaud et l'empêche ainsi de se rendre dans les zones de mât non protégées. Sous un de ses aspects, l'invention se rapporte ainsi à un procédé de protection d'une 15 structure de type mât contre l'écoulement de gaz chauds d'échappement d'un moteur dans lequel les gaz d'échappement ont une direction privilégiée et sont séparés de la structure par un écoulement de gaz plus froids de même orientation. La protection est assurée 20 par la mise en place sur une zone aval de la structure d'au moins un dispositif générateur de tourbillon permettant de perturber partiellement l'écoulement de gaz froids, cette perturbation entraînant un tourbillon qui modifie l'écoulement de la couche limite de gaz 25 chauds et la refroidit. Le dispositif générateur de tourbillon est un élément longitudinal faisant saillie de la structure, et dont l'orientation de l'axe fait un angle avec la direction d'écoulement des gaz. Le procédé est particulièrement adapté pour 30 un turboréacteur d'aéronef en sortie de capot de moteur et de carter de nacelle.

4 2905930 5 Sous un autre aspect, l'invention concerne un élément structurel d'aéronef comprenant une structure de support de moteur, le capot moteur et la nacelle entourant le capot moteur ; avantageusement, la 5 structure de support est un mât, qui est muni d'un élément de protection thermique de type APF. Selon l'invention, l'élément structurel comprend en outre un dispositif générateur de tourbillon positionné sur la structure de support de 10 moteur, de préférence sur l'élément de protection thermique, en aval du capot de moteur et perturbant l'écoulement des gaz. Plusieurs dispositifs générateurs de tourbillon peuvent être prévus, disposés par exemple de façon étagée le long de l'écoulement des gaz.

15 L'écoulement des gaz est orienté dans la direction définie par le capot moteur et la nacelle ; le dispositif générateur de tourbillon est de forme longitudinale et fait un angle, par exemple entre 10 et 30 , de préférence 20 , avec la direction d'écoulement 20 des gaz. Le dispositif comprend une surface opposée à la surface solidarisée à la structure de support, définissant une saillie dont la hauteur dépend de la couche limite des gaz chauds ; il peut être sous la forme d'un plan longitudinal, d'une équerre, ou d'une 25 aile , c'est-à-dire que la surface opposée est parallèle pour une part à la surface de jonction avec la structure, et lui est sécante pour une autre part. Avantageusement, le rapport longueur sur épaisseur du dispositif est de l'ordre de 4.

30 L'invention concerne également une aile d'avion comprenant un ou plusieurs (deux) éléments 2905930 6 selon l'invention, dotés chacun d'un turboréacteur, et solidarisés à une voilure. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de 5 l'invention ressortiront plus clairement à la lecture de la description suivante et en référence aux dessins annexés, donnés à titre uniquement illustratif et nullement limitatifs. Les figures 1A et 1B, déjà décrites, 10 illustrent la sortie d'un turboréacteur d'un aéronef. Les figures 2A et 2B schématisent l'écoulement des gaz en sortie de réacteur, respectivement sans et avec un dispositif générateur de tourbillon selon l'invention. Les figures 3A, 3B et 3C représentent un mode préféré de réalisation d'un dispositif pour l'invention. La figure 4 montre un mât d'aéronef protégé par un procédé selon l'invention. La figure 5 présente un mode de réalisation selon l'invention avec plusieurs dispositifs générateurs de tourbillon. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Dans les aéronefs, une conception usuelle 25 prévoit un mât d'accrochage pour constituer l'interface de liaison entre un moteur tel qu'un turboréacteur et une voilure de l'aéronef. Ce type de mât d'accrochage, également appelé EMS (de l'anglais Engine Mounting Structure ), permet de suspendre par exemple un 15 20 2905930 7 turboréacteur au-dessous de la voilure de l'aéronef, ou de monter le turboréacteur au-dessus de la voilure, par l'intermédiaire d'une pluralité d'attaches ; il permet de transmettre à la structure de l'aéronef les efforts 5 générés par son turboréacteur associé, et autorise également le cheminement du carburant, de l'air, des systèmes électriques, et hydrauliques,_ entre le moteur et l'aéronef. Ainsi, tel qu'illustré sur les figures 1 et 10 2, un moteur 1 d'aéronef est fixé sous une aile 10 de l'aéronef par un mât d'accrochage 2. Le turboréacteur 1 dispose à l'avant d'un carter de soufflante de grande dimension délimitant un canal annulaire de soufflante, et comporte vers l'arrière un carter central renfermant 15 le coeur de ce turboréacteur 1 ; le carter central se prolonge vers l'arrière par un carter d'éjection 12 des gaz chauds (ou capot moteur ) ; les carters 12 solidaires les uns des autres s'étendent le long d'un axe AA. Cet ensemble est destiné à être entouré d'une 20 nacelle, dont le capot arrière 14 permet l'évacuation dirigée de l'air après passage dans la soufflante (ou jet fan 16), qui est froid. En règle générale, les gaz froids 16 et les gaz chauds 18 sont éjectés selon un cylindre, dans la 25 direction AA définie par les carters 12, 14, le jet fan 16 formant une première protection entre le jet chaud 18 et le mât 2 en aval de sa sortie. Cependant, les gaz chauds ne sont pas dirigés unilatéralement à l'intérieur de l'anneau du jet fan froid 16 : ils 30 viennent également en contact avec une zone 4 du mât 2.

2905930 8 Le mât 2 peut être en différents matériaux, et notamment comprendre une structure composite. Au niveau de la zone 4 de contact avec les gaz chauds 18, la structure composite 8 ne possède pas une résistance 5 thermique suffisante pour assurer une sécurité maximale. Une structure métallique de renfort, ou APF, 6 est donc utilisée au niveau de la zone de contact 4. Il apparaît cependant fréquemment qu'au cours de son utilisation, les gaz chauds 18 qui 10 s'échappent du moteur forment en outre une couche limite 20, c'est-à-dire une couche de faible épaisseur le long de la paroi d'une zone aval du mât 2, qui remonte latéralement au sens de déplacement sur le côté de la zone protégée 4 du mât 2, en s'immisçant 15 entre le jet fan froid 16 et la paroi du mât 2 : voir figure 2A. Dans certains cas, cette couche limite chaude 20 parvient jusqu'aux structures non protégées 8 contre la chaleur, sur la partie haute du mât (le terme haut devant se comprendre comme relatif à 20 l'extrémité du mât 2 solidarisée, directement ou par l'intermédiaire de la voilure 10, au fuselage). Une région non protégée 22 du mât 2 pourrait ainsi être endommagée. Selon l'invention, la protection de cette 25 zone 22 est réalisée par détournement de la couche limite chaude 20. A cette fin, un élément générateur de tourbillon 24 est positionné sur la structure de mât dans une région en contact avec le jet fan froid 16, de préférence sur l'APF 6 : en présence de ce générateur 30 de tourbillon 24, le jet chaud 18, 20 du moteur 1 est 2905930 9 dévié, et n'affecte pas de zones 8 non protégées du mât 2. Tel qu'illustré en figures 2B, 3A et 3B, le générateur de tourbillon 24 est de forme longitudinale, 5 s'étendant dans le sens de sa longueur entre deux surfaces opposées selon une orientation BB. La première surface est solidarisée au mât 2, et la surface opposée définit ainsi une saillie longitudinale par rapport à la surface de la structure de support du moteur 2. Par 10 exemple, une première partie 26 du générateur de tourbillon 24 est sous forme sensiblement de plaque et comprend la première surface, ainsi que des moyens 30 pour être couplée à l'APF 6, par soudage ou rivetage ou collage ; une deuxième partie 28 définit la saillie, 15 par exemple sous forme d'un élément plan d'épaisseur e et de hauteur h sensiblement orthogonal à la première partie 26, de sorte que le dispositif générateur de tourbillon 24 ait sensiblement une forme d'équerre. Le dispositif générateur de tourbillon 24 20 est positionné de sorte que la direction générale BB de la saillie 28 fasse un certain angle e, notamment entre 10 et 30 , de préférence 20 , par rapport à la direction AA de l'écoulement normal des jets froid et chaud 16, 18, de manière à créer un tourbillon des 25 gaz froids 16, et ce hors de la couche limite 20. Le tourbillon créé s'échappe en aval du dispositif générateur de tourbillon 24, et il croise l'écoulement chaud contenu dans la couche limite 20 : en croisant cette couche limite chaude 20, le 30 tourbillon la dévie et l'absorbe en la mélangeant à de 2905930 10 l'air froid 16 provenant de l'extérieur de la couche limite. La partie haute 22 du mât 2 est ainsi protégée. En particulier, un tel dispositif générateur de tourbillon 24 permet que la température 5 de la zone 22 illustrée avoisine les 100 , alors que, sans protection, on atteindrait les 250 C. Le générateur de tourbillon 24 peut prendre différentes formes longitudinales et, sous un mode préféré illustré en figure 3C, la saillie 28 se 10 présente sous forme d'aile, c'est-à-dire que la surface opposée est pour une partie aval 32 sensiblement parallèle à la surface de connexion avec le mât 2 ou première partie plane 26, et lui est sécante pour une partie amont 34 (les parties aval et amont étant 15 définies par rapport à la zone d'arrivée des gaz 16, 18, c'est-à-dire sensiblement orthogonalement à l'axe longitudinal BB) ; le générateur de tourbillon 24 peut aussi être sous la forme d'un plan ou d'une barre, par exemple en supprimant ou réduisant la première partie 20 plane 26. Le dispositif 24 peut être métallique ou composite, étant positionné dans le lit d'un écoulement d'air froid 18 et donc non soumis à des fortes températures. La hauteur h du dispositif générateur de 25 tourbillon 24 (de la saillie 28), c'est-à-dire l'épaisseur h entre les deux surfaces opposées, est liée à l'épaisseur de la couche limite 20 ; en particulier, selon l'épaisseur locale de la couche limite 20 où est situé le générateur 24 et la longueur 30 de la zone 22 du mât 2 à protéger, la hauteur h en saillie est comprise entre 10 et 100 mm.

2905930 11 Avantageusement, le ratio longueur L sur hauteur h est de l'ordre de 4, et le ration longueur L sur épaisseur e de la saillie 28 est de l'ordre de 5 à 100. Ainsi, pour protéger certaines zones du mât 5 2 en aval de la sortie de réacteur 1 contre un écoulement chaud, outre la présence d'une protection en alliage métallique APF 6 à certains endroits, on positionne un dispositif longitudinal 24 qui permet de dévier le flux chaud 20. Un exemple de réalisation est 10 donné en figure 4. Il est possible de positionner plusieurs générateurs de tourbillons 24 de part et d'autre du mât 2, avantageusement de façon symétrique. Plusieurs générateurs 24 peuvent également 15 être placés le long d'un mât 2 de manière étagée : cette configuration, illustrée en figure 5, permet de réduire les dimensions et donc la traînée induite par ce dispositifs 24, 24', 24". Avantageusement, pour éviter l'interaction des tourbillons générés et 20 conserver des zones étagées de température, la distance d entre les générateurs 24, 24' est de l'ordre de 5 fois leur hauteur h. L'intérêt premier du dispositif 24 est de ramener les températures au niveau pris en compte 25 initialement lors de la conception du mât 2. Un autre intérêt réside dans la facilité avec laquelle il peut être installé sur la surface du mât 2, par rivetage 30, soudage ou collage. En outre, cette solution a un faible impact 30 sur les processus de fabrication du mât 2 puisqu'elle 2905930 12 permet de conserver les choix de matériaux 6, 8 faits pour les différentes parties du mât 2. Enfin, selon le type de mission réalisé par l'avion (court, moyen ou long courrier), la pénalité de 5 masse et de traînée aérodynamique induite par l'adjonction du générateur de tourbillon 24 peut être inférieure à la pénalité qui aurait résulté de l'application de l'état de l'art existant. Bien que décrit pour un moteur 1 supporté 10 par un mât 2 en dessous d'une voilure 10, la solution selon l'invention s'applique naturellement aux autres configurations de moteur 1 dans lesquelles le gaz chaud d'échappement risque d'endommager une structure environnante.

Claims

REVENDICATIONS

1. Elément structurel d'aéronef comprenant une structure de support (2) de moteur (1), un capot de moteur (12) par lequel les gaz chauds (18) s'échappent du moteur (1) dans une direction privilégiée (AA) et une nacelle (14) entourant le capot de moteur (12) et par laquelle un jet d'air froid (18) s'échappe, la structure de support de moteur (2) comprenant une zone aval localisée latéralement et/ou en aval de la sortie d'échappement de la nacelle (14) et du capot de moteur (12), caractérisé par un dispositif générateur de tourbillon (24) placé sur la zone aval de la structure de support (2) et en faisant saillie (h), de sorte que l'écoulement des gaz (16, 18, 20) soit perturbé par ledit dispositif (24).

2. Elément selon la revendication 1 dans lequel la structure de support est un mât (2).

3. Elément selon l'une des revendications 1 ou 2 comprenant en outre des moyens de protection thermique (6) sur la structure de support (2).

4. Elément selon la revendication 3 dans lequel le dispositif générateur de tourbillon (24) est positionné sur les moyens de protection thermique (6).

5. Elément selon l'une des revendications 30 1 à 4 dans lequel le dispositif générateur de tourbillon (24) comprend une première surface 25 2905930 14 solidarisée à la structure de support (2), une deuxième surface opposée à la première surface définissant une hauteur (h) de la saillie (28) par rapport à la structure de support (2), les première et deuxième 5 surfaces s'étendant dans une orientation longitudinale (BB) du dispositif générateur de tourbillon (24).

6. Elément selon la revendication 5 dans lequel l'orientation longitudinale (BB) du dispositif 10 générateur de tourbillon (24) fait un angle (8) d'environ 10 à 30 avec la direction (AA) d'écoulement des gaz (16, 18).

7. Elément selon l'une des revendications 15 5 à 6 dans lequel le dispositif générateur de tourbillon (24) est sous forme d'aile, la deuxième surface du dispositif générateur de tourbillon comprenant une première partie (32) sensiblement parallèle à la première surface et une deuxième partie 20 (34) sécante avec la première surface, les deux parties étant définies dans le sens longitudinal (BB) de l'élément générateur de tourbillon (24).

8. Elément selon l'une des revendications 5 à 7 dans lequel la hauteur (h) de saillie (28) est de l'ordre du quart de la longueur (L) du dispositif générateur de tourbillon (24).

9. Elément selon l'une des revendications 1 à 8 comprenant plusieurs dispositifs générateurs de tourbillon (24, 24', 24") similaires, placés de façon 2905930 15 étagée le long de la direction privilégiée (AA) d'écoulement des gaz.

10. Aile d'aéronef comprenant au moins un 5 élément structurel selon l'une des revendications 1 à 9.

11. Aile selon la revendication 10 comprenant en outre un moteur (1) par élément 10 structurel et une voilure (10) couplée aux structures de support (2, 2') .

12. Procédé pour protéger une structure (2) contre l'écoulement de gaz chauds (18, 20) d'un moteur 15 (1), l'écoulement se faisant le long d'une direction principale (AA) et étant séparé de la structure (2) par un écoulement de même direction principale (AA) d'un jet (16) de gaz plus froids, comprenant la mise en place sur la structure (2) d'un dispositif longitudinal 20 générateur de tourbillon (24) au moins de sorte que le dispositif (24) en fasse saillie, et perturbe l'écoulement des gaz plus froids (16).

13. Procédé selon la revendication 12 dans 25 lequel le dispositif générateur de tourbillon (24) est positionné sur un mât (2) de support d'un moteur (1) d'aéronef.

14. Procédé selon l'une des revendications 30 12 à 13 dans lequel le dispositif générateur de 2905930 16 tourbillon (24) fait un angle (e) de 10 à 30 avec la direction principale (AA) d'écoulement des gaz. 5