FR3039204A1 - ASSEMBLY ASSEMBLY OF A TURBOMACHINE - Google Patents
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Abstract
Ensemble de montage d'une turbomachine, comprenant un berceau (1) de turbomachine, d'orientation longitudinale, un pylône (33), présentant une face d'extrémité avant (331a), une face d'extrémité arrière (331b), et une face d'extrémité longitudinale (331c), ainsi qu'un dispositif de montage du berceau (1) au pylône (33), caractérisé en ce que ledit dispositif de montage comprend une interface avant (2a) et une interface arrière (2b), fixées indépendamment sur le pylône (33), l'interface avant (2a) étant en appui sur la face d'extrémité avant (331a) du pylône (33) et sur sa face d'extrémité longitudinale (331c), l'interface arrière (2b) étant en appui sur la face d'extrémité arrière (331b) du pylône et sur sa face d'extrémité longitudinale (331c), l'interface avant (2a) et l'interface arrière (2b) étant en outre montées en liaison pivot glissant sur le berceau (1), l'axe de chaque liaison pivot glissant étant parallèle à l'orientation longitudinale du berceau (1).Turbomachine mounting assembly, comprising a longitudinally oriented turbomachine cradle (1), a pylon (33) having a front end face (331a), a rear end face (331b), and a longitudinal end face (331c), and a device for mounting the cradle (1) to the pylon (33), characterized in that said mounting device comprises a front interface (2a) and a rear interface (2b) , fixed independently on the pylon (33), the front interface (2a) resting on the front end face (331a) of the pylon (33) and on its longitudinal end face (331c), the interface rear (2b) bearing on the rear end face (331b) of the pylon and on its longitudinal end face (331c), the front interface (2a) and the rear interface (2b) being further mounted in pivot connection sliding on the cradle (1), the axis of each sliding pivot connection being parallel to the longitudinal orientation of the cradle (1).
Description
Ensemble de montage d’une turbomachineAssembly of a turbomachine
DOMAINE TECHNIQUETECHNICAL AREA
La présente invention concerne le domaine des turbomoteurs, tels que les turboréacteurs ou turbopropulseurs et vise leur montage sur un avion. Elle s’applique tout particulièrement au montage d’un moteur sur un pylône solidaire de l’avion. Elle concerne à cet effet un ensemble de montage d’une turbomachine, comprenant un dispositif de montage d’un berceau de turbomoteur à un pylône. Elle a également pour objet un procédé de montage du berceau au pylône mettant en oeuvre l’ensemble de montage d’une turbomachine.The present invention relates to the field of turboshaft engines, such as turbojet engines or turboprops and their assembly on an aircraft. It is particularly applicable to the mounting of an engine on a pylon secured to the aircraft. It relates for this purpose a mounting assembly of a turbomachine, comprising a device for mounting a turbine engine cradle to a pylon. It also relates to a method of mounting the cradle to the pylon implementing assembly assembly of a turbomachine.
ETAT DE L’ARTSTATE OF THE ART
La figure 1 est une représentation schématique d'un moteur 30 d'aéronef fixé à un pylône 33, selon un moyen de fixation généralement pratiqué dans l'art antérieur. Dans la description qui suit, on appelle X la direction longitudinale du moteur 30, la direction X étant parallèle à un axe longitudinal 38 du moteur 30. D'autre part, on appelle Y la direction orientée transversalement par rapport au pylône 33 et également assimilable à la direction transversale du moteur 30, et Z la direction verticale, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre elles. D'autre part, les termes «avant» et «arrière» sont à considérer par rapport au sens d'avancement de l'aéronef suite à une poussée exercée par le moteur 30, cette direction étant représentée schématiquement par une flèche 39. Le moteur 30 dispose à l'avant d'un carter de soufflante 31 de grande dimension, et comporte vers l'arrière un carter de turbine 32 de plus petite dimension. Le carter de soufflante 31 et le carter de turbine 32 sont solidaires l'un de l'autre. Le carter de soufflante 31 est de forme cylindrique, ledit cylindre s'étendant selon l'axe X. Le pylône 33, également appelé mât d'accrochage, permet selon un mode de fixation à l’aéronef de suspendre le moteur 30 au-dessous d'une voilure 34 de l'aéronef. Le pylône 33 constitue en effet l'interface entre le moteur 30 et la voilure 34. Le pylône 33 permet également de transmettre à la structure de l'aéronef les efforts générés par le moteur 30, et autorise le cheminement de carburant, de systèmes électriques, hydrauliques, et pneumatiques entre le moteur 30 et l'aéronef. Le moteur 30 est muni d'un système de fixation du moteur 30 au pylône 33, interposé entre le moteur 30 et une face d’extrémité 35 du pylône 33.Figure 1 is a schematic representation of an aircraft engine fixed to a pylon 33, according to a fixing means generally practiced in the prior art. In the description which follows, the longitudinal direction of the motor 30 is called X, the direction X being parallel to a longitudinal axis 38 of the motor 30. On the other hand, the direction transversely oriented with respect to the pylon 33 and also assimilable is called Y at the transverse direction of the motor 30, and Z in the vertical direction, these three directions X, Y and Z being orthogonal to each other. On the other hand, the terms "front" and "rear" are to be considered in relation to the direction of advancement of the aircraft following a thrust exerted by the engine 30, this direction being shown schematically by an arrow 39. The engine 30 has at the front of a fan casing 31 of large size, and has a rearward turbine casing 32 of smaller size. The fan casing 31 and the turbine casing 32 are integral with each other. The fan casing 31 is of cylindrical shape, said cylinder extending along the axis X. The pylon 33, also called hanging pylon, allows, according to a method of attachment to the aircraft, to suspend the engine 30 below. of a wing 34 of the aircraft. The pylon 33 constitutes the interface between the engine 30 and the wing 34. The pylon 33 also makes it possible to transmit the forces generated by the engine 30 to the structure of the aircraft, and allows the routing of fuel and electrical systems. , hydraulic, and pneumatic between the engine 30 and the aircraft. The motor 30 is provided with a system for fixing the motor 30 to the pylon 33, interposed between the motor 30 and an end face 35 of the pylon 33.
Le système de fixation comporte dans cet exemple une attache moteur avant 36 et une attache moteur arrière 37. L'attache moteur avant 36 lie le carter de soufflante 31 à la face d’extrémité 35 du pylône 33, et l'attache moteur arrière 37 lie le carter de turbine 32 à la face d’extrémité 35 du pylône 33.In this example, the fastening system comprises a front engine attachment 36 and a rear engine attachment 37. The front engine attachment 36 links the fan casing 31 to the end face 35 of the pylon 33, and the rear engine attachment 37 connect the turbine casing 32 to the end face 35 of the pylon 33.
Il existe également un mode de fixation dans lequel un berceau forme une interface entre le moteur et le pylône. L’invention concerne ce mode de fixation.There is also a method of attachment in which a cradle forms an interface between the engine and the pylon. The invention relates to this method of attachment.
La présente invention vise à perfectionner les dispositifs de l’état de la technique et propose un ensemble de montage d’une turbomachine qui est robuste, prenant peu de place, et dans lequel les chemins de contraintes sont particulièrement courts.The present invention aims to improve the devices of the state of the art and proposes a mounting assembly of a turbomachine which is robust, taking up little space, and in which the stress paths are particularly short.
EXPOSE DE L’INVENTION L’invention a ainsi pour objet un ensemble de montage d’une turbomachine, comprenant un berceau de turbomachine, d’orientation longitudinale, un pylône, présentant une face d’extrémité avant, une face d’extrémité arrière, et une face d’extrémité longitudinale, ainsi qu’un dispositif de montage du berceau au pylône. Les termes «avant» et «arrière» sont à considérer par rapport au sens d'avancement de l'ensemble suite à une poussée exercée par la turbomachine, le long de ladite orientation longitudinale.SUMMARY OF THE INVENTION The subject of the invention is thus a mounting assembly for a turbomachine, comprising a longitudinally oriented turbomachine cradle, a pylon, having a front end face, a rear end face, and a longitudinal end face, and a device for mounting the cradle to the pylon. The terms "front" and "rear" are to be considered with respect to the direction of advancement of the assembly following a thrust exerted by the turbomachine, along said longitudinal orientation.
Dans l’ensemble selon l’invention, le dispositif de montage comprend une interface avant et une interface arrière, fixées indépendamment sur le pylône, l’interface avant étant en appui sur la face d’extrémité avant du pylône et sur sa face d’extrémité longitudinale, l’interface arrière étant en appui sur la face d’extrémité arrière du pylône et sur sa face d’extrémité longitudinale, l’interface avant et l’interface arrière étant en outre montées en liaison pivot glissant sur le berceau, l’axe de chaque liaison pivot glissant étant parallèle à l’orientation longitudinale du berceau.In the assembly according to the invention, the mounting device comprises a front interface and a rear interface, independently fixed to the pylon, the front interface bearing on the front end face of the pylon and on its front face. longitudinal end, the rear interface being in abutment on the rear end face of the pylon and on its longitudinal end face, the front interface and the rear interface being further mounted in sliding pivot connection on the cradle; axis of each sliding pivot connection being parallel to the longitudinal orientation of the cradle.
Ainsi, avantageusement, l’interface avant et l’interface arrière permettent à la fois de transmettre et supporter des efforts importants de la turbomachine au pylône, via le berceau, et d’assurer un maintien de la turbomachine à l’avion. Le montage en liaison pivot glissant permet à l’ensemble de reprendre les efforts contenus dans le plan perpendiculaire à l’orientation longitudinale du berceau, dont le poids de la turbomachine. L’ensemble est robuste, intégrable dans un volume restreint, et permet de réaliser des chemins de contraintes courts.Thus, advantageously, the front interface and the rear interface make it possible both to transmit and withstand significant forces from the turbine engine to the pylon, via the cradle, and to maintain the turbomachine to the aircraft. The sliding pivot connection assembly allows the assembly to resume the forces contained in the plane perpendicular to the longitudinal orientation of the cradle, including the weight of the turbomachine. The assembly is robust, can be integrated into a restricted volume, and allows to realize short stress paths.
La face d’extrémité avant et la face d’extrémité arrière du pylône peuvent être sensiblement orthogonales à l’orientation longitudinale du berceau, et la face d’extrémité longitudinale du pylône peut être sensiblement parallèle à l’orientation longitudinale du berceau. L’interface avant et l’interface arrière peuvent être des équerres comprenant deux surfaces d’appui sensiblement orthogonales. L’interface avant et l’interface arrière peuvent être munies chacune d’un élément de rotation, en particulier cylindrique, les deux éléments de rotation étant sensiblement alignés.The front end face and the rear end face of the pylon may be substantially orthogonal to the longitudinal orientation of the cradle, and the longitudinal end face of the pylon may be substantially parallel to the longitudinal orientation of the cradle. The front interface and the rear interface may be brackets comprising two substantially orthogonal bearing surfaces. The front interface and the rear interface may each be provided with a rotation element, in particular cylindrical, the two rotation elements being substantially aligned.
Chaque élément cylindrique de rotation est avantageusement muni d’un chanfrein à une de ses extrémités. L’élément (cylindrique) de rotation de l’interface avant peut s’étendre longitudinalement vers l’avant de l’ensemble, et l’élément (cylindrique) de rotation de l’interface arrière peut s’étendre longitudinalement vers l’arrière de l’ensemble.Each cylindrical element of rotation is advantageously provided with a chamfer at one of its ends. The (cylindrical) rotational element of the front interface may extend longitudinally towards the front of the assembly, and the (cylindrical) rotational member of the rear interface may extend longitudinally rearwardly from the whole.
Chaque élément cylindrique de rotation peut être monté en liaison pivot glissant dans un logement cylindrique du berceau. L’ensemble peut comprendre en outre des moyens de transmission de poussée du berceau au pylône. Ces moyens de transmission de poussée sont avantageusement distincts de l’interface avant et de l’interface arrière.Each cylindrical element of rotation can be mounted in sliding pivot connection in a cylindrical housing of the cradle. The assembly may further comprise means for transmitting thrust from the cradle to the pylon. These thrust transmission means are advantageously separate from the front interface and the rear interface.
Les moyens de transmission de poussée peuvent comprendre au moins une bielle articulée en liaison pivot à l’une de ses extrémités avec le berceau, par exemple au niveau d’une zone avant du berceau, et articulée en liaison pivot à l’autre de ses extrémités avec l’interface arrière. Les moyens de transmission de poussée peuvent ainsi comprendre deux bielles disposées latéralement de part et d’autre des liaisons pivot glissant.The thrust transmission means may comprise at least one articulated link pivotally connected at one of its ends to the cradle, for example at a front zone of the cradle, and articulated in pivot connection to the other of its ends with the rear interface. The thrust transmission means may thus comprise two rods arranged laterally on either side of the sliding pivot links.
Le berceau peut comprendre des moyens empêchant une rotation du pylône autour de l’axe passant par lesdits deux éléments (cylindriques) de rotation. L’invention a également pour objet un procédé de montage d’un berceau de turbomoteur à un pylône, mettant en oeuvre un ensemble décrit ci-dessus.The cradle may comprise means preventing a rotation of the pylon around the axis passing through said two (cylindrical) rotation elements. The invention also relates to a method of mounting a turbine engine cradle to a pylon, implementing an assembly described above.
Le procédé peut comprendre: - une étape de positionnement de l’interface avant sur la face d’extrémité avant et sur la face d’extrémité longitudinale du pylône, et de positionnement de l’interface arrière sur la face d’extrémité arrière et sur la face d’extrémité longitudinale du pylône, - une étape de fixation de l’interface avant et de l’interface arrière sur le pylône, - une étape de montage en liaison pivot glissant de l’interface avant et de l’interface arrière sur le berceau, par exemple à l’aide d’un élément cylindrique de rotation de chaque interface coopérant avec un logement cylindrique du berceau, et - une étape de montage de moyens de transmission de poussée entre le berceau et l’interface arrière.The method may comprise: a step of positioning the front interface on the front end face and on the longitudinal end face of the pylon, and positioning the rear interface on the rear end face and on the longitudinal end face of the tower, - a step of fixing the front interface and the rear interface on the pylon, - a mounting step in sliding pivot connection of the front interface and the rear interface on the cradle, for example by means of a cylindrical element of rotation of each interface cooperating with a cylindrical housing of the cradle, and a step of mounting means for transmitting thrust between the cradle and the rear interface.
DESCRIPTION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, illustre schématiquement un dispositif de montage d’un moteur d’aéronef à un pylône de l’état de la technique, - la figure 2 illustre un ensemble de montage d’un berceau de turbomachine à un pylône selon l’invention, - la figure 3 est une vue en perspective de l’ensemble de la figure 2, - la figure 4 est une vue en perspective de dessus des deux interfaces de l’ensemble, - la figure 5 est une vue en perspective de dessous des deux interfaces, - la figure 6 est une vue de dessous des deux interfaces, - la figure 7 est une vue de dessus des deux interfaces, - la figure 8 est une vue de côté des deux interfaces, et - la figure 9 est un schéma cinématique de la liaison du berceau au pylône dans l’ensemble selon l’invention.DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the invention will become apparent on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which: FIG. 1, already described, schematically illustrates a device for mounting an aircraft engine to a pylon of the state of the art, - Figure 2 illustrates a mounting assembly of a turbine engine cradle to a pylon according to the Figure 3 is a perspective view of the assembly of Figure 2; Figure 4 is a perspective view from above of the two interfaces of the assembly; Figure 5 is a perspective view from below; of the two interfaces, - Figure 6 is a bottom view of the two interfaces, - Figure 7 is a top view of the two interfaces, - Figure 8 is a side view of the two interfaces, and - Figure 9 is a kinematic diagram of the connection of the cradle to the pylon in the assembly according to the invention.
DESCRIPTION DETAILLEEDETAILED DESCRIPTION
La figure 2 illustre un ensemble de turbomachine selon l’invention, permettant le montage d’un berceau 1 de turbomoteur sur un pylône 33. Le pylône 33 comprend des ouvertures 332 destinées au passage de carburant, de systèmes électriques, hydrauliques, et pneumatiques entre le moteur et l'aéronef. Le berceau 1 est orienté longitudinalement selon l’axe X, dirigé vers l’avant du moteur. On peut définir l’axe longitudinal du berceau 1 comme étant l’axe du moteur sur lequel le berceau 1 est monté.FIG. 2 illustrates a turbomachine assembly according to the invention, making it possible to mount a turbine engine cradle 1 on a pylon 33. The pylon 33 comprises openings 332 intended for the passage of fuel, electrical, hydraulic and pneumatic systems between the engine and the aircraft. The cradle 1 is oriented longitudinally along the X axis, directed towards the front of the engine. The longitudinal axis of the cradle 1 can be defined as being the axis of the motor on which the cradle 1 is mounted.
Tel qu’illustré aux figures 2 à 8, et conformément à l’invention, le dispositif de montage de l’ensemble comprend deux interfaces 2a, 2b, dont une interface avant 2a montée à l’avant du berceau 1 et une interface arrière 2b montée à l’arrière du berceau 1. Dans la suite de la description, chaque interface 2a, 2b se présente avantageusement sous la forme d’une équerre. L’équerre avant 2a est montée en liaison pivot glissant sur le berceau 1 et est en appui sur deux faces adjacentes sensiblement orthogonales du pylône 33. L’équerre avant 2a comprend ainsi une partie avant 21a qui s’appuie sur une face d’extrémité avant 331a du pylône 33, la face d’extrémité avant 331a étant sensiblement parallèle au plan Y, Z, ainsi qu’une partie longitudinale 22a qui s’appuie sur la face d’extrémité longitudinale 331c du pylône 33 située du côté du berceau 1, la face d’extrémité longitudinale 331c étant sensiblement parallèle au plan X, Y.As illustrated in FIGS. 2 to 8, and in accordance with the invention, the mounting device of the assembly comprises two interfaces 2a, 2b, including a front interface 2a mounted at the front of the cradle 1 and a rear interface 2b. mounted at the rear of the cradle 1. In the following description, each interface 2a, 2b is advantageously in the form of a square. The front bracket 2a is mounted in sliding pivot connection on the cradle 1 and is supported on two substantially orthogonal adjacent faces of the pylon 33. The front bracket 2a thus comprises a front portion 21a which is supported on an end face before 331a of the pylon 33, the front end face 331a being substantially parallel to the Y, Z plane, and a longitudinal portion 22a which is supported on the longitudinal end face 331c of the pylon 33 located on the side of the cradle 1 the longitudinal end face 331c being substantially parallel to the X, Y plane.
De la même façon, l’équerre arrière 2b est montée en liaison pivot glissant sur le berceau 1 et est en appui sur deux faces adjacentes sensiblement orthogonales du pylône 33. L’équerre arrière 2b comprend ainsi une partie arrière 21b qui s’appuie sur une face d’extrémité arrière 331b du pylône 33, la face d’extrémité arrière 331b étant sensiblement parallèle au plan Y, Z et orthogonale à l’axe X, ainsi qu’une partie longitudinale 22b qui s’appuie sur la face d’extrémité longitudinale 331c du pylône 33, la face d’extrémité longitudinale 331c étant sensiblement parallèle au plan X, Y et orthogonale à l’axe Z.In the same way, the rear bracket 2b is mounted in sliding pivot connection on the cradle 1 and is supported on two substantially orthogonal adjacent faces of the pylon 33. The rear bracket 2b thus comprises a rear portion 21b which is supported by a rear end face 331b of the pylon 33, the rear end face 331b being substantially parallel to the Y, Z plane and orthogonal to the X axis, and a longitudinal portion 22b which bears on the face of longitudinal end 331c of the pylon 33, the longitudinal end face 331c being substantially parallel to the X, Y plane and orthogonal to the Z axis.
Les équerres 2a, 2b sont fixées sur le pylône 33 à l’aide d’ensembles vis-écrou 4. Les deux parties orthogonales 21a, 22a ; 21b, 22b de chaque équerre 2a, 2b comprennent de préférence chacune au moins un ensemble vis-écrou 4, et de préférence deux ensembles vis-écrou 4. Ainsi, à titre d’exemple, tel qu’illustré sur les figures 4 à 8, la partie avant 21a de l’équerre avant 2a comprend deux vis-écrou 4 et la partie longitudinale 22a de l’équerre avant 2a comprend deux vis-écrous 4, tandis que la partie arrière 21 b de l’équerre arrière 2b comprend deux vis-écrous 4 et la partie longitudinale 22b de l’équerre arrière 2b comprend quatre vis-écrous 4.The brackets 2a, 2b are fixed on the pylon 33 by means of screw-nut assemblies 4. The two orthogonal parts 21a, 22a; 21b, 22b of each bracket 2a, 2b preferably each comprise at least one screw-nut assembly 4, and preferably two screw-nut assemblies 4. Thus, by way of example, as illustrated in FIGS. 4 to 8 , the front portion 21a of the front bracket 2a comprises two screw-nut 4 and the longitudinal portion 22a of the front bracket 2a comprises two screw-nuts 4, while the rear portion 21b of the rear bracket 2b comprises two screw-nuts 4 and the longitudinal portion 22b of the rear bracket 2b comprises four screws-nuts 4.
Dans chaque équerre avant 2a et arrière 2b, la liaison pivot glissant est réalisée à l’aide d’un élément cylindrique de rotation 23a, 23b, également appelé groin, en saillie de la partie 21a, 21b de l’équerre 2a, 2b qui s’appuie sur la surface avant/arrière du pylône 33. Chaque élément cylindrique 23a, 23b est inséré dans un logement cylindrique 11a, 11b du berceau 1. Chaque logement cylindrique 11a, 11b comprend un alésage cylindrique de dimensions légèrement supérieures à celle du groin 23a, 23b. Les logements cylindriques 11a, 11b peuvent être des plots cylindriques souples comprenant un élastomère. Les logements cylindriques 11a, 11 b sont avantageusement pré-intégrés au berceau 1. Pour permettre un meilleur guidage de chaque élément cylindrique 23a, 23b dans son logement cylindrique 11a, 11b, l’extrémité de chaque élément cylindrique 23a, 23b peut être chanfreinée. La formation d’un chanfrein a pour avantage d’être simple à réaliser et de permettre de guider l’élément cylindrique 23a, 23b dans son logement cylindrique 11a, 11b lors du montage sans introduire d’efforts axiaux.In each front bracket 2a and rear 2b, the sliding pivot connection is made using a cylindrical element of rotation 23a, 23b, also called snout, projecting from the portion 21a, 21b of the bracket 2a, 2b which relies on the front / rear surface of the pylon 33. Each cylindrical element 23a, 23b is inserted into a cylindrical housing 11a, 11b of the cradle 1. Each cylindrical housing 11a, 11b comprises a cylindrical bore of dimensions slightly greater than that of the groin 23a, 23b. The cylindrical housings 11a, 11b may be flexible cylindrical studs comprising an elastomer. The cylindrical housings 11a, 11b are advantageously pre-integrated with the cradle 1. To allow better guidance of each cylindrical element 23a, 23b in its cylindrical housing 11a, 11b, the end of each cylindrical element 23a, 23b can be chamfered. The formation of a chamfer has the advantage of being simple to perform and to guide the cylindrical member 23a, 23b in its cylindrical housing 11a, 11b during assembly without introducing axial forces.
Les logements cylindriques 11a, 11b peuvent être disposés dans des plaques radiales 12a, 12b du berceau 1, à savoir une plaque radiale avant 12a et une plaque radiale arrière 12b. Chaque plaque radiale s’étend dans un plan sensiblement parallèle au plan Y, Z.The cylindrical housings 11a, 11b may be arranged in radial plates 12a, 12b of the cradle 1, namely a radial front plate 12a and a rear radial plate 12b. Each radial plate extends in a plane substantially parallel to the plane Y, Z.
Le berceau 1 présente ainsi une plaque radiale avant 12a destinée à recevoir l’élément cylindrique 23a de l’équerre avant 2a, et une plaque radiale arrière 12b destinée à recevoir l’élément cylindrique 23b de l’équerre arrière 2b. Chaque élément cylindrique 23a, 23b est ainsi orienté longitudinalement selon une direction sensiblement parallèle à l’axe X. La plaque de support radiale avant 12a est avantageusement un élément initialement désassemblé du berceau 1, de manière à faciliter le montage.The cradle 1 thus has a radial plate before 12a for receiving the cylindrical element 23a of the front bracket 2a, and a rear radial plate 12b for receiving the cylindrical element 23b of the rear bracket 2b. Each cylindrical element 23a, 23b is thus oriented longitudinally in a direction substantially parallel to the axis X. The front radial support plate 12a is advantageously an element initially disassembled from the cradle 1, so as to facilitate assembly.
Le berceau 1 présente en outre une surface d’extrémité longitudinale 13 située du côté du pylône 33 et sensiblement parallèle au plan X, Y. Les équerres 2a, 2b sont de préférence disposées à distance de la surface longitudinale 13.The cradle 1 furthermore has a longitudinal end surface 13 situated on the side of the pylon 33 and substantially parallel to the X, Y plane. The brackets 2a, 2b are preferably arranged at a distance from the longitudinal surface 13.
Ainsi, les deux équerres 2a, 2b constituent chacune une double surface d’appui sur le pylône 33 et forment une charnière à double élément cylindrique 23a, 23b, ce qui permet de transmettre quatre degrés de liberté de liaison entre le berceau 1 et le pylône 33.Thus, the two brackets 2a, 2b each constitute a double bearing surface on the pylon 33 and form a cylindrical double-element hinge 23a, 23b, which makes it possible to transmit four degrees of freedom of connection between the cradle 1 and the pylon 33.
Le dispositif de montage comprend également au moins une bielle 5 reliée à l’équerre arrière 2b au berceau 1, via une plaque de liaison 14 en saillie de la surface longitudinale 13 du berceau 1 et sensiblement parallèle au plan X, Z. Le dispositif comprend avantageusement deux bielles 5, disposées de part et d’autre de l’axe reliant les éléments cylindriques 23a, 23b des équerres 2a, 2b (figure 3). Chaque bielle 5 est munie de deux articulations 51,52, une à chaque extrémité de la bielle 5. Chaque bielle 5 forme ainsi une liaison pivot d’axe parallèle à l’axe Y avec l’équerre arrière 2b et une liaison pivot d’axe parallèle à l’axe Y avec le berceau 1, en particulier avec la plaque de liaison 14 du berceau 1. On peut également envisager que chaque bielle 5 forme une liaison rotule avec l’équerre arrière 2b et avec le berceau 1. Les bielles 5, qui travaillent en traction, assurent la transmission de la poussée depuis le berceau 1 vers le pylône 33, par le biais de l’équerre arrière 2b.The mounting device also comprises at least one connecting rod 5 connected to the rear bracket 2b to the cradle 1, via a connecting plate 14 projecting from the longitudinal surface 13 of the cradle 1 and substantially parallel to the plane X, Z. The device comprises advantageously two connecting rods 5, disposed on either side of the axis connecting the cylindrical elements 23a, 23b of the brackets 2a, 2b (Figure 3). Each connecting rod 5 is provided with two hinges 51,52, one at each end of the connecting rod 5. Each connecting rod 5 thus forms a pivot connection of axis parallel to the Y axis with the rear bracket 2b and a pivot connection of axis parallel to the Y axis with the cradle 1, in particular with the connecting plate 14 of the cradle 1. It is also conceivable that each rod 5 forms a ball joint connection with the rear bracket 2b and with the cradle 1. The connecting rods 5, which work in traction, ensure the transmission of the thrust from the cradle 1 to the pylon 33, through the rear bracket 2b.
Enfin, la plaque radiale arrière 12b forme avantageusement un bras anti basculement qui empêche le pylône 33 de basculer autour de l’axe reliant les éléments cylindriques 23a, 23b des équerres 2a, 2b.Finally, the rear radial plate 12b advantageously forms an anti-tilt arm which prevents the pylon 33 from tilting about the axis connecting the cylindrical elements 23a, 23b of the brackets 2a, 2b.
Il va maintenant être décrit un procédé de montage du berceau 1 au pylône 33. Dans une première étape, les équerres avant 2a et arrière 2b sont positionnées sur le pylône 33. Ainsi, la partie avant 21a de l’équerre avant 2a est placée contre la face d’extrémité avant 331a du pylône 33, tandis que la partie longitudinale 22a de l’équerre avant 2a est placée contre la face d’extrémité longitudinale 331c du pylône 33. De la même façon, la partie arrière 21b de l’équerre arrière 2b est placée contre la face d’extrémité arrière 331b du pylône 33, tandis que la partie longitudinale 22b de l’équerre arrière 2b est placée contre la face d’extrémité longitudinale 331c du pylône 33. Les deux équerres 2a, 2b sont ensuite vissées sur le pylône 33 à l’aide des ensembles vis-écrou 4. L’élément cylindrique 23b de l’équerre arrière 2b, qui est avantageusement chanfreiné à son extrémité, est alors positionné dans l’alésage du plot arrière 11b. La surface cylindrique de l’élément cylindrique 23b permet de transmettre les efforts dans le plan du logement cylindrique arrière 11b. La plaque de support radiale avant 12a du berceau 1 est une plaque initialement non assemblée au berceau 1. La plaque 12a est assemblée par vissage sur le corps du berceau 1. Lors de l’assemblage de la plaque 12a, l’élément cylindrique 23a de l’équerre avant 2a est guidé dans le logement cylindrique avant 11a.It will now be described a method of mounting the cradle 1 to the pylon 33. In a first step, the front brackets 2a and rear 2b are positioned on the pylon 33. Thus, the front portion 21a of the front square 2a is placed against the front end face 331a of the pylon 33, while the longitudinal portion 22a of the front bracket 2a is placed against the longitudinal end face 331c of the pylon 33. In the same way, the rear portion 21b of the square rear 2b is placed against the rear end face 331b of the pylon 33, while the longitudinal portion 22b of the rear bracket 2b is placed against the longitudinal end face 331c of the pylon 33. The two brackets 2a, 2b are then screwed on the pylon 33 by means of screw-nut assemblies 4. The cylindrical element 23b of the rear bracket 2b, which is advantageously chamfered at its end, is then positioned in the bore of the p rear lot 11b. The cylindrical surface of the cylindrical element 23b makes it possible to transmit the forces in the plane of the rear cylindrical housing 11b. The front radial support plate 12a of the cradle 1 is a plate that was initially unassembled to the cradle 1. The plate 12a is assembled by screwing onto the body of the cradle 1. During the assembly of the plate 12a, the cylindrical element 23a of the front square 2a is guided in the cylindrical housing before 11a.
Le procédé s’achève par le montage des bielles 5 de transmission de poussée sur l’équerre arrière 2b. Ces deux bielles réglables 5 peuvent être ajustées lors du montage.The process is completed by mounting the push rods 5 on the rear bracket 2b. These two adjustable rods 5 can be adjusted during assembly.
La cinématique de la suspension du berceau 1 au pylône 33 est résumée à la figure 9. On retrouve les éléments associés au dispositif de montage, à savoir le berceau 1, les bielles 5 de reprise de poussée et l’ensemble constitué par les éléments cylindriques 23a, 23b et le pylône 33. Les liaisons a sont des liaisons pivot glissant réalisées par les éléments cylindriques 23a, 23b dans les logements cylindriques. Les liaisons b sont des liaisons pivot (ou rotule) entre le berceau 1 et le pylône 33. Quant à la liaison c, un amortisseur empêche un basculement du pylône 33 autour de l’axe de suspension Z. L’ensemble de montage selon l’invention présente ainsi de nombreux avantages. L’ensemble est isostatique, et il présente un encombrement moindre par rapport à des architectures classiques. Les différentes pièces constituant la suspension peuvent être des pièces mécano-soudées simples et facilement fabricables. En outre, grâce à la présence des deux éléments cylindriques des équerres, l’ensemble est particulièrement robuste.The kinematics of the suspension of the cradle 1 to the pylon 33 is summarized in FIG. 9. The elements associated with the mounting device, namely the cradle 1, the push-back rods 5 and the assembly constituted by the cylindrical elements are found again. 23a, 23b and the pylon 33. The links a are sliding pivot connections made by the cylindrical elements 23a, 23b in the cylindrical housings. The links b are pivot connections (or ball joint) between the cradle 1 and the pylon 33. As for the connection c, a damper prevents tilting of the pylon 33 around the suspension axis Z. The assembly assembly according to the invention. The invention thus has many advantages. The assembly is isostatic, and it has a smaller footprint compared to conventional architectures. The various parts constituting the suspension can be simple and easily fabricated welded parts. In addition, thanks to the presence of the two cylindrical elements of the brackets, the assembly is particularly robust.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021140294A1 (en) | 2020-01-10 | 2021-07-15 | Safran Aircraft Engines | Assembly between an aircraft pylon and a turbomachine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2770486A1 (en) * | 1997-11-06 | 1999-05-07 | Aerospatiale | DEVICE FOR HANGING AN ENGINE ON AN AIRCRAFT |
| WO2006097484A1 (en) * | 2005-03-18 | 2006-09-21 | Airbus France | Engine fastener of a mounting system interposed between an attachment strut and an aircraft engine |
| FR2952614A1 (en) * | 2009-11-17 | 2011-05-20 | Snecma | Beam for suspending a turbine engine in an aircraft, comprises first attachment unit arranged to aircraft structure, second attachment unit arranged to engine, and turn table arranged to receive fastening units such as screws |
| US20120085859A1 (en) * | 2010-10-07 | 2012-04-12 | Snecma | Suspension for an engine on an aircraft strut including a suspension arch |
| FR2974065A1 (en) * | 2011-04-14 | 2012-10-19 | Snecma | METHOD FOR MOUNTING AN AIRCRAFT ENGINE ON A PYLONE AND ENGINE ATTACHMENT FOR THE IMPLEMENTATION OF SUCH A METHOD |
| US20140084129A1 (en) * | 2012-09-27 | 2014-03-27 | United Technologies Corporation | Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon |
-
2015
- 2015-07-24 FR FR1557103A patent/FR3039204B1/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2770486A1 (en) * | 1997-11-06 | 1999-05-07 | Aerospatiale | DEVICE FOR HANGING AN ENGINE ON AN AIRCRAFT |
| WO2006097484A1 (en) * | 2005-03-18 | 2006-09-21 | Airbus France | Engine fastener of a mounting system interposed between an attachment strut and an aircraft engine |
| FR2952614A1 (en) * | 2009-11-17 | 2011-05-20 | Snecma | Beam for suspending a turbine engine in an aircraft, comprises first attachment unit arranged to aircraft structure, second attachment unit arranged to engine, and turn table arranged to receive fastening units such as screws |
| US20120085859A1 (en) * | 2010-10-07 | 2012-04-12 | Snecma | Suspension for an engine on an aircraft strut including a suspension arch |
| FR2974065A1 (en) * | 2011-04-14 | 2012-10-19 | Snecma | METHOD FOR MOUNTING AN AIRCRAFT ENGINE ON A PYLONE AND ENGINE ATTACHMENT FOR THE IMPLEMENTATION OF SUCH A METHOD |
| US20140084129A1 (en) * | 2012-09-27 | 2014-03-27 | United Technologies Corporation | Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021140294A1 (en) | 2020-01-10 | 2021-07-15 | Safran Aircraft Engines | Assembly between an aircraft pylon and a turbomachine |
| FR3106126A1 (en) * | 2020-01-10 | 2021-07-16 | Safran Aircraft Engines | ASSEMBLY BETWEEN AN AIRCRAFT PYLON AND A TURBOMACHINE |
| US11970280B2 (en) | 2020-01-10 | 2024-04-30 | Safran Aircraft Engines | Assembly between an aircraft pylon and a turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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