FR3100797A1 - Exhaust structural component for rear BLI powertrain - Google Patents

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Abstract

L’invention consiste en un composant structurel d’échappement (20), pour propulseur BLI situé à l’arrière du fuselage et comprenant une soufflante entrainée en rotation par une turbine (5). Le composant structurel d’échappement (20) comprend un flasque de fixation (19) configurée pour être fixée sur une partie arrière du fuselage et une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie (19) et s’étendant vers l’arrière. La deuxième partie formant une tubulure (24) par laquelle s’écoulent des gaz d’échappement de la turbine. De plus, un moyeu (17) relié mécaniquement à la deuxième partie est agencé coaxialement à cette dernière. Le moyeu (17) guide en rotation et maintient axialement un arbre de soufflante. Le composant structurel d’échappement (20) est adapté à fixer à la partie arrière de fuselage le groupe propulseur. Ainsi, le composant structurel d’échappement (20) remplit plusieurs fonctions. Figure pour l’abrégé : Figure 2The invention consists of a structural exhaust component (20) for a BLI thruster located at the rear of the fuselage and comprising a fan driven in rotation by a turbine (5). The exhaust structural component (20) includes an attachment flange (19) configured to be attached to a rear portion of the fuselage and a second portion mechanically connected to the first portion (19) and extending rearward. The second part forming a pipe (24) through which the exhaust gases from the turbine flow. In addition, a hub (17) mechanically connected to the second part is arranged coaxially with the latter. The hub (17) guides in rotation and axially maintains a fan shaft. The structural exhaust component (20) is adapted to secure the propulsion unit to the rear part of the fuselage. Thus, the structural exhaust component (20) performs several functions. Figure for the abstract: Figure 2

Description

Composant structurel d’échappement pour groupe propulseur BLI arrièreRear BLI Powertrain Exhaust Structural Component

La présente invention concerne un composant structurel d’échappement utilisé dans l’architecture des groupes propulseurs d’aéronefs.The present invention relates to an exhaust structural component used in the architecture of aircraft powertrains.

Elle concerne également un groupe propulseur équipé d’un tel composant et son implantation sur un aéronef ainsi qu’un aéronef équipé d’un tel groupe propulseur.It also relates to a power unit equipped with such a component and its installation on an aircraft as well as an aircraft equipped with such a power unit.

L’invention s’applique en particulier à l’architecture des groupes propulseurs de type BLI à 360° implantés en partie arrière du fuselage d’un aéronef.The invention applies in particular to the architecture of 360° BLI type powertrains installed in the rear part of the fuselage of an aircraft.

Communément, l’architecture générale des aéronefs commerciaux présente un fuselage, une voilure comportant deux ailes et un empennage arrière. De tels aéronefs comportent en outre un ou plusieurs groupes propulseurs, les plus communément employés étant des turboréacteurs. Les groupes propulseurs peuvent être implantés sur l’aéronef selon différentes configurations. Le plus couramment, ils sont suspendus au-dessous des ailes par des mâts de support, mais ils peuvent aussi être fixés à l’arrière du fuselage par des mâts ou au niveau de l’empennage.Commonly, the general architecture of commercial aircraft has a fuselage, an airfoil comprising two wings and a tailplane. Such aircraft also comprise one or more propulsion units, the most commonly used being turbojets. Powertrains can be installed on the aircraft in different configurations. Most commonly, they are suspended below the wings by support struts, but they can also be attached to the rear of the fuselage by struts or at the empennage.

Lors du déplacement dans l’air de l’aéronef, ses surfaces externes influent sur l’écoulement de l’air. En particulier, lors du déplacement d’un profil aérodynamique dans l’air, une couche limite se crée à la surface de ce profil aérodynamique. Cette couche limite correspond à une zone dans laquelle la vitesse d’écoulement de l’air est ralentie par la viscosité de l’air en contact avec les surfaces du profil.As the aircraft moves through the air, its outer surfaces influence the airflow. In particular, when moving an airfoil through the air, a boundary layer is created on the surface of this airfoil. This boundary layer corresponds to an area in which the speed of air flow is slowed down by the viscosity of the air in contact with the surfaces of the profile.

En général, les groupes propulseurs sont configurés de façon à ne pas aspirer cette couche limite se créant sur les surfaces aérodynamiques de l’aéronef. C’est pour cela que le plus souvent les groupes propulseurs sont suspendus sous la voilure ou à distance du fuselage sur la partie arrière d’un aéronef par des mâts de support.In general, the power units are configured in such a way as not to suck up this boundary layer which is created on the aerodynamic surfaces of the aircraft. This is why most often the propulsion units are suspended under the wing or away from the fuselage on the rear part of an aircraft by support masts.

Néanmoins, l’ingestion par le groupe propulseur de cette couche limite présente certains avantages améliorant l’efficacité de la propulsion de ces aéronefs et réduisant leur consommation spécifique, c’est-à-dire la consommation de carburant rapportée à la masse de l’aéronef. Afin de profiter de ces avantages un groupe propulseur peut ainsi être configuré pour ingérer la couche limite. De tels groupes propulseurs sont généralement désignés par l’acronyme BLI pour «Boundary Layer Ingestion». Une possible configuration d’un groupe propulseur de type BLI sur un aéronef est son implantation en partie arrière du fuselage.Nevertheless, the ingestion by the propellant of this boundary layer has certain advantages improving the efficiency of the propulsion of these aircraft and reducing their specific consumption, that is to say the fuel consumption related to the mass of the aircraft. aircraft. In order to take advantage of these advantages, a propulsion unit can thus be configured to ingest the boundary layer. Such propellant groups are generally designated by the acronym BLI for “ Boundary Layer Ingestion ”. A possible configuration of a BLI type power unit on an aircraft is its installation in the rear part of the fuselage.

Dans la suite, les positions axiales relatives des composants d’un groupe propulseur et d’un aéronef seront indiquées respectivement par rapport à la direction du flux d’air le traversant et au déplacement de l’aéronef.In the following, the relative axial positions of the components of a power unit and an aircraft will be indicated respectively with respect to the direction of the air flow passing through it and to the displacement of the aircraft.

Dans les groupes propulseurs BLI implantés en partie arrière de fuselage, une turbine à gaz est couplée à une soufflante située en aval de la turbine à gaz par l’intermédiaire d’une boite de vitesse. Ces groupes propulseurs comportent aussi un ensemble d’aubes fixes situé en aval de la soufflante, et une nacelle formant un carénage autour de la soufflante et de l’ensemble d’aube fixe.In the BLI power units installed in the rear part of the fuselage, a gas turbine is coupled to a fan located downstream of the gas turbine via a gearbox. These powertrains also include a set of stationary vanes located downstream of the fan, and a nacelle forming a shroud around the fan and the stationary vane assembly.

Alors que les groupes propulseurs conventionnels sont suspendus sous les ailes par des mâts de supports profilés relativement courts et suffisamment rigides pour transmettre à la voilure la poussée et toutes les contraintes mécaniques et aérodynamiques générées par ces groupes propulseurs, la transmission au fuselage de la poussée et de ces contraintes générées par les groupe propulseurs BLI arrière est plus compliquée à gérer du fait de leur position en porte-à-faux dans le prolongement de la partie arrière du fuselage. La position de la turbine à gaz de la soufflante et de l’ensemble d’aubes fixes les uns derrière les autres augmente le problème de rigidité de la fixation et de l’architecture des groupes propulseurs BLI arrière.While conventional powerplants are suspended under the wings by relatively short profiled support masts that are rigid enough to transmit the thrust and all the mechanical and aerodynamic stresses generated by these powerplants to the airfoil, the transmission to the fuselage of the thrust and of these stresses generated by the rear BLI powertrains is more complicated to manage due to their cantilevered position in the extension of the rear part of the fuselage. Positioning the gas turbine fan and vane assembly behind each other increases the issue of stiffness in the mounting and architecture of the rear BLI powertrains.

De plus, il est important de respecter la continuité aérodynamique de la forme arrière de l’aéronef ce qui limite l’espace disponible pour implanter ces groupes propulseurs BLI à l’arrière du fuselage. Additionnellement, la position de la turbine à gaz dans la partie arrière du fuselage en amont de l’ensemble du groupe propulseur BLI formé par la soufflante, l’ensemble d’aubes fixes et le carénage nécessite une gestion du flux des gaz d’échappement chauds vers l’arrière de l’aéronef. En effet, il faut permettre à ces gaz d’échappement quittant la turbine de traverser la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes au niveau du pied des aubes de soufflante et des aubes fixes sans pénaliser les performances du groupe propulseur et sans générer des phénomènes de pompage au niveau du groupe propulseur. Cette gestion des flux d’échappement influe également sur l’architecture interne des groupes BLI au niveau de l’interface entre le groupe propulseur BLI et la partie arrière du fuselage.In addition, it is important to respect the aerodynamic continuity of the rear shape of the aircraft, which limits the space available to install these BLI power units at the rear of the fuselage. Additionally, the position of the gas turbine in the rear part of the fuselage upstream of the assembly of the BLI power unit formed by the fan, the set of fixed vanes and the fairing requires management of the flow of the exhaust gases. hot towards the rear of the aircraft. Indeed, it is necessary to allow these exhaust gases leaving the turbine to pass through the fan and the set of fixed vanes at the level of the root of the fan blades and the fixed vanes without penalizing the performance of the propulsion unit and without generating pumping phenomena at the power unit level. This management of exhaust flows also influences the internal architecture of the BLI units at the interface between the BLI power unit and the rear part of the fuselage.

La présente invention a donc pour but de solutionner le problème du transfert des charges d’une part, de la turbine à gaz à la soufflante, et d’autre part, de l’ensemble formé par la soufflante, l’ensemble d’aubes fixes et la nacelle au fuselage tout en respectant les contraintes de gestion du flux des gaz d’échappement.The object of the present invention is therefore to solve the problem of the transfer of loads on the one hand, from the gas turbine to the fan, and on the other hand, from the assembly formed by the fan, the assembly of blades fixed and the nacelle to the fuselage while respecting the constraints of managing the flow of exhaust gases.

A cet effet, l’invention vise, selon un premier aspect, un composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef situé à l’arrière d’un fuselage d’aéronef et comprenant une soufflante entrainée en rotation par une turbine située en amont de ladite soufflante, ledit composant étant caractérisé en ce qu’il comprend une première partie configurée pour être fixée sur une partie arrière d’un fuselage d’aéronef ; une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie et s’étendant vers l’arrière à partir de ladite première partie, ladite deuxième partie présentant des éléments configurés pour guider des gaz d’échappement de ladite turbine ; et une troisième partie reliée mécaniquement à ladite deuxième partie et agencée coaxialement à cette dernière, ladite troisième partie présentant un alésage configuré pour guider en rotation et maintenir axialement un axe de soufflante. Le composant structurel d’échappement est adapté à fixer au fuselage le groupe propulseur.To this end, the invention relates, according to a first aspect, to a structural exhaust component for an aircraft propulsion unit located at the rear of an aircraft fuselage and comprising a fan driven in rotation by a turbine located upstream of said fan, said component being characterized in that it comprises a first part configured to be fixed to a rear part of an aircraft fuselage; a second part mechanically connected to the first part and extending rearwardly from said first part, said second part having elements configured to guide exhaust gases from said turbine; and a third part mechanically connected to said second part and arranged coaxially with the latter, said third part having a bore configured to guide in rotation and axially hold a fan shaft. The exhaust structural component is adapted to attach the power unit to the fuselage.

Ainsi, le composant structurel d’échappement fait office de mât de support du groupe propulseur au fuselage de l’aéronef, dans le contexte d’un propulseur BLI situé à l’arrière du fuselage, tout en guidant les gaz d’échappement vers l’arrière du groupe propulseur.Thus, the exhaust structural component acts as a powerplant support strut to the aircraft fuselage, in the context of a BLI thruster located at the rear of the fuselage, while guiding the exhaust gases upwards. back of the power unit.

De plus, le composant structurel d’échappement peut permettre aux gaz d’échappement quittant la turbine de traverser la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes au niveau du pied des aubes de soufflante et des aubes fixes sans pénaliser les performances du groupe propulseur et sans générer des phénomènes de pompage au niveau du groupe propulseur.Additionally, the exhaust structural component can allow exhaust gases leaving the turbine to pass through the fan and vane assembly at the root of the fan blades and vanes without penalizing powerplant performance. and without generating pumping phenomena at the power unit level.

Avantageusement, la première partie du composant structurel d’échappement est un flasque de fixation de forme annulaire dont une face avant est configurée pour être plaquée sur la partie arrière du fuselage d’aéronef par des moyens de fixation.Advantageously, the first part of the structural exhaust component is an annular-shaped fixing flange, one front face of which is configured to be pressed against the rear part of the aircraft fuselage by fixing means.

Préférentiellement, la deuxième partie du composant structurel d’échappement comprend un premier élément extérieur de forme sensiblement tubulaire dont une extrémité avant est reliée mécaniquement à une face arrière du flasque de fixation, et un deuxième élément également de forme sensiblement tubulaire agencé coaxialement à l’intérieur dudit premier élément ; lesdits premier et deuxième éléments formant entre eux un canal d’écoulement des gaz d’échappement de forme substantiellement annulaire.Preferably, the second part of the structural exhaust component comprises a first outer element of substantially tubular shape, one front end of which is mechanically connected to a rear face of the fixing flange, and a second element also of substantially tubular shape arranged coaxially to the interior of said first element; said first and second elements forming between them an exhaust gas flow channel of substantially annular shape.

Avantageusement, le deuxième élément tubulaire est relié mécaniquement au premier élément tubulaire par des ailettes s’étendant radialement entre les deux et adaptées à guider les gaz d’échappement.Advantageously, the second tubular element is mechanically connected to the first tubular element by fins extending radially between the two and adapted to guide the exhaust gases.

Préférentiellement, la troisième partie du composant structurel d’échappement est de forme sensiblement tubulaire et est reliée mécaniquement à l’extrémité arrière du deuxième élément tubulaire à partir duquel elle s’étend vers l’arrière.Preferably, the third part of the structural exhaust component is substantially tubular in shape and is mechanically connected to the rear end of the second tubular element from which it extends rearward.

Avantageusement, le deuxième élément tubulaire forme un carter entourant la boite de vitesse reliant la turbine à la soufflante.Advantageously, the second tubular element forms a casing surrounding the gearbox connecting the turbine to the fan.

Préférentiellement, le composant structurel d’échappement est réalisé en un matériau capable d’absorber de fortes contraintes mécanique dans un environnement thermique sévère avec des températures supérieures à 500°C.Preferably, the structural exhaust component is made of a material capable of absorbing high mechanical stresses in a severe thermal environment with temperatures above 500° C.

La présente invention concerne, selon un deuxième aspect, un groupe propulseur de type BLI comprenant un composant structurel d’échappement tel que décrit ci-dessus.The present invention relates, according to a second aspect, to a BLI type power unit comprising an exhaust structural component as described above.

Avantageusement, le groupe propulseur de type BLI comprend un sous-ensemble comprenant la soufflante, un ensemble d’aubes fixes et une nacelle, et dans lequel la poussée et les charges mécaniques générées par ce sous-ensemble sont transférées à l’extrémité arrière du fuselage par ledit composant structurel d’échappement, et/ou dans lequel la nacelle est reliée mécaniquement au composant structurel d’échappement par des tirants.Advantageously, the BLI type propulsion unit comprises a sub-assembly comprising the fan, a set of fixed blades and a nacelle, and in which the thrust and the mechanical loads generated by this sub-assembly are transferred to the rear end of the fuselage by said structural exhaust component, and/or in which the nacelle is mechanically connected to the structural exhaust component by tie rods.

La présente invention concerne, selon un troisième aspect, un aéronef comprenant un groupe propulseur de type BLI tel que décrit ci-dessus situé en partie arrière de l’aéronef.The present invention relates, according to a third aspect, to an aircraft comprising a BLI type power unit as described above located in the rear part of the aircraft.

D’autres caractéristiques et avantages de l’invention sont mis en évidence par la description ci-après d’exemples non-limitatifs de réalisation des différents aspects de l’invention.Other characteristics and advantages of the invention are highlighted by the description below of non-limiting examples of embodiments of the various aspects of the invention.

La description se réfère aux figures annexées qui sont aussi données à titre d’exemples de réalisation non limitatifs de l’invention :The description refers to the appended figures which are also given by way of non-limiting embodiment examples of the invention:

la figure 1 représente, une vue de coté en coupe du groupe propulseur BLI fixé à la partie arrière du fuselage ; FIG. 1 represents a sectional side view of the BLI propulsion unit fixed to the rear part of the fuselage;

la figure 2 illustre un exemple de composant structurel conforme à l’invention ; FIG. 2 illustrates an example of a structural component according to the invention;

la figure 3 représente une vue de côté de l’ensemble formé par le composant structurel d’échappement, la soufflante et l’ensemble d’aubes fixes ; et FIG. 3 represents a side view of the assembly formed by the structural exhaust component, the fan and the set of fixed vanes; And

la figure 4 représente une vue en perspective d’un aéronef équipé d’un groupe propulseur BLI monté à l’arrière du fuselage. FIG. 4 represents a perspective view of an aircraft equipped with a BLI propulsion unit mounted at the rear of the fuselage.

La figure 1 montre un groupe propulseur de type BLI à 360° 1 monté à l’arrière du fuselage 2 d’un aéronef. Dans cette figure seulement, la structure de la partie arrière du fuselage est représentée. Le groupe propulseur BLI 1 comprend une soufflante 3 reliée par un arbre de soufflante 4 à une unité motrice qui l’entraîne en rotation. Dans l’exemple de mise en œuvre de l’invention décrit ci-dessous, l’unité motrice est une turbine à gaz 5 présentant un arbre moteur 6. L’arbre moteur 6 entraîne en rotation l’arbre de soufflante 4 à travers une boite de vitesse 7 constituée, par exemple, d’un train épicycloïdal. La boite de vitesse 7 est située en amont de la soufflante et en aval de la turbine à gaz 5. L’arbre de soufflante 4 présente un alésage dans lequel est monté un arbre intérieur 8. L’arbre intérieur 8 soutient un ensemble d’aubes fixes 9 situé en aval de la soufflante 3 afin de redresser le flux d’air expulsé en sortie de soufflante 3. En aval de l’ensemble d’aubes fixes 9 se trouve un cône intérieur 10 formant une tuyère 13 avec une partie arrière d’une enveloppe intérieure 11 d’une nacelle 12. C’est par la tuyère 13 que le flux d’air expulsé par la soufflante 3 produit la poussée générée par le groupe propulseur 1. Le cône intérieur 10 est monté sur l’arbre intérieur 8.Figure 1 shows a 360° BLI type power unit 1 mounted at the rear of the fuselage 2 of an aircraft. In this figure only, the structure of the rear part of the fuselage is shown. The BLI power unit 1 comprises a fan 3 connected by a fan shaft 4 to a drive unit which drives it in rotation. In the exemplary implementation of the invention described below, the drive unit is a gas turbine 5 having a drive shaft 6. The drive shaft 6 rotates the fan shaft 4 through a gearbox 7 consisting, for example, of a planetary gear train. The gearbox 7 is located upstream of the fan and downstream of the gas turbine 5. The fan shaft 4 has a bore in which an inner shaft 8 is mounted. The inner shaft 8 supports a set of fixed blades 9 located downstream of the fan 3 in order to straighten the flow of air expelled at the outlet of the fan 3. Downstream of the set of fixed vanes 9 is an inner cone 10 forming a nozzle 13 with a rear part of an inner casing 11 of a nacelle 12. It is through the nozzle 13 that the flow of air expelled by the fan 3 produces the thrust generated by the propulsion unit 1. The inner cone 10 is mounted on the shaft interior 8.

La partie centrale de la nacelle 12 forme un carénage de soufflante 14 entourant les aubes de la soufflante 3 et les aubes de l’ensemble d’aubes fixes 9. Des tirants carénés 15 sont situés sur l’avant de la nacelle 12. Les tirants 15 s’étendent radialement de la partie arrière du fuselage 2 à la nacelle 12 afin de relier mécaniquement la nacelle 12 à la partie arrière du fuselage 2. Dans une variante non-illustrée, les tirants relient la nacelle 12 au composant structurel d’échappement 20. Ainsi, toutes les contraintes mécaniques de la nacelle sont transmises au composant structurel d’échappement. Dans une autre variante non-illustrée, les tirants peuvent-être supprimés. Dans ce cas, les efforts de la nacelle transitent vers le composant structurel d’échappement 20 via l’ensemble d’aubes fixes 9, les arbres 4 et 8, et les paliers 16 au lieu d’être directement transférés de la nacelle 12 au fuselage ou au composant structurel d’échappement.The central part of the nacelle 12 forms a fan fairing 14 surrounding the blades of the fan 3 and the blades of the set of stationary vanes 9. Streamlined tie rods 15 are located on the front of the nacelle 12. The tie rods 15 extend radially from the rear part of the fuselage 2 to the nacelle 12 in order to mechanically connect the nacelle 12 to the rear part of the fuselage 2. In a variant not shown, the tie rods connect the nacelle 12 to the structural exhaust component 20. Thus, all the mechanical stresses of the nacelle are transmitted to the exhaust structural component. In another variant not shown, the tie rods can be deleted. In this case, the forces of the nacelle transit towards the exhaust structural component 20 via the set of fixed vanes 9, the shafts 4 and 8, and the bearings 16 instead of being directly transferred from the nacelle 12 to the fuselage or exhaust structural component.

L’arbre de soufflante 4 est guidé en rotation par des paliers 16 montés dans un moyeu 17. En amont du moyeu 17, se trouve un carénage de boite de vitesse 18 relié mécaniquement au moyeu 17. En amont du carénage de boite de vitesse 18 se trouve un flasque de fixation 19 relié mécaniquement au carénage de boite de vitesse 18. Le flasque de fixation 19 est fixé à la structure de la partie arrière de fuselage 2.The fan shaft 4 is guided in rotation by bearings 16 mounted in a hub 17. Upstream of the hub 17, there is a gearbox fairing 18 mechanically connected to the hub 17. Upstream of the gearbox fairing 18 there is a fixing flange 19 mechanically connected to the gearbox fairing 18. The fixing flange 19 is fixed to the structure of the rear fuselage part 2.

Le flasque de fixation 19, le carénage de boite de vitesse 18 et le moyeu 17 forment respectivement une première, une deuxième et une troisième partie d’un composant structurel d’échappement 20. Ainsi, le composant structurel d’échappement 20 reprend les contraintes mécaniques et la poussée générées par le groupe propulseur pour les transmettre à la partie arrière du fuselage 2 de l’aéronef. La turbine à gaz 5 qui est reliée mécaniquement à la partie arrière de fuselage 2 transmet un couple moteur à la soufflante 3 qui génère la poussée du groupe propulseur 1. Les contraintes mécaniques principalement dues à la poussée et à la transmission du couple moteur transitent par l’arbre de soufflante 4 qui est guidé radialement et axialement dans le composant structurel d’échappement 20 par les paliers 16 qui lui transmettent les efforts. Les paliers 16 peuvent être des roulements de guidage radial et axial, tel que des roulements à billes, à rouleaux ou à cages. Enfin l’élément structurel 20 transmet ces efforts à la partie arrière de fuselage 2 via un système de fixations (non-illustré dans les figures)The fixing flange 19, the gearbox fairing 18 and the hub 17 respectively form a first, a second and a third part of a structural exhaust component 20. Thus, the structural exhaust component 20 takes up the stresses mechanisms and the thrust generated by the propulsion unit to transmit them to the rear part of the fuselage 2 of the aircraft. The gas turbine 5 which is mechanically connected to the rear part of the fuselage 2 transmits an engine torque to the fan 3 which generates the thrust of the propulsion unit 1. The mechanical stresses mainly due to the thrust and to the transmission of the engine torque pass through the fan shaft 4 which is guided radially and axially in the structural exhaust component 20 by the bearings 16 which transmit the forces to it. The bearings 16 can be radial and axial guide bearings, such as ball, roller or cage bearings. Finally, the structural element 20 transmits these forces to the rear fuselage part 2 via a system of fasteners (not shown in the figures)

Le composant structurel d’échappement 20 illustré dans la figure 2 fait office de « mât de support » pour relier mécaniquement le groupe propulseur BLI 1 au fuselage de l’aéronef. Comme décrit ci-après, le composant structurel d’échappement 20 remplit d’autres fonctions du fait de son architecture.The exhaust structural component 20 shown in Figure 2 acts as a "support mast" to mechanically connect the BLI 1 powerplant to the aircraft fuselage. As described below, the exhaust structural component 20 fulfills other functions due to its architecture.

La figure 2 montre le composant structurel d’échappement 20. En amont se trouve le flasque de fixation 19. Le flasque de fixation a une forme sensiblement annulaire qui est plaquée sur la partie arrière de fuselage 2 par des moyens de fixation démontables, par exemple une pluralité de boulons de tensions distribués radialement à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30 pour constituer une jonction orbitale (non-représentés dans les figures). Cet ensemble constitué du flasque de fixation 19, du carénage 18 et du moyeu 17 font office de mât de support pour le propulseur BLI 1.Figure 2 shows the exhaust structural component 20. Upstream is the fixing flange 19. The fixing flange has a substantially annular shape which is pressed against the rear part of the fuselage 2 by removable fixing means, for example a plurality of tension bolts distributed radially through 360° around the main axis of the propulsion system 30 to form an orbital junction (not shown in the figures). This assembly consisting of the fixing flange 19, the fairing 18 and the hub 17 act as a support mast for the BLI 1 thruster.

Le moyeu 17 qui forme la troisième partie du composant structurel d’échappement 20 a une forme sensiblement tubulaire s’étendant vers l’aval à partir du carénage de boite de vitesse 18. Un alésage 21 est usiné à l’intérieur du moyeu 17 où sont montés les paliers 16. Ici ce sont les bagues extérieures des roulements de guidage qui sont montées dans l’alésage 21. Ces paliers 16 assurent le guidage en rotation de l’arbre de soufflante 4 et son maintien axial. Des nervures de raidissement 22 s’étendent radialement autour du moyeu 17 et sont reliées mécaniquement au moyeu 17 et au carénage de boite de vitesse 18 afin de renforcer structurellement la partie aval du composant structurel d’échappement 20 afin d’assurer une continuité du chemin d’efforts en absorbant notamment les incidences de formes liées aux variations de diamètres des différents éléments cylindriques.The hub 17 which forms the third part of the exhaust structural component 20 has a substantially tubular shape extending downstream from the gearbox fairing 18. A bore 21 is machined inside the hub 17 where the bearings 16 are mounted. Here it is the outer rings of the guide bearings which are mounted in the bore 21. These bearings 16 ensure the rotational guidance of the fan shaft 4 and its axial retention. Stiffening ribs 22 extend radially around the hub 17 and are mechanically connected to the hub 17 and to the gearbox fairing 18 in order to structurally reinforce the downstream part of the exhaust structural component 20 in order to ensure continuity of the path efforts by absorbing in particular the impact of shapes linked to the variations in diameters of the various cylindrical elements.

Le carénage de boite de vitesse 18 a une forme sensiblement tubulaire entourant étroitement la boite de vitesse 7 (non représentée dans la figure 2). Cette fonction de carénage de boite de vitesse est le deuxième rôle du composant structurel d’échappement 20. Une conduite d’échappement 23 est montée coaxialement autour du carénage de boite de vitesse 18. La conduite d’échappement 23 et le carénage de boite de vitesse 18 forment respectivement une première partie extérieure et une deuxième partie intérieure d’une tubulure d’échappement 24 de forme sensiblement annulaire. Les gaz d’échappement chauds (ou flux primaire), expulsés par la turbine à gaz 5s’écoulent dans la tubulure d’échappement 24 et sont guidés vers les pieds des aubes de la soufflante 3 et de l’ensemble d’aubes fixes 9 par des ailettes d’échappement 25. Ces ailettes d’échappement 25 s’étendent radialement, et sont avantageusement uniformément distribuées à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30, entre le carénage de boite de vitesse 18 et la conduite d’échappement 23.The gearbox fairing 18 has a substantially tubular shape closely surrounding the gearbox 7 (not shown in Figure 2). This gearbox fairing function is the second role of the exhaust structural component 20. An exhaust pipe 23 is mounted coaxially around the gearbox fairing 18. The exhaust pipe 23 and the gearbox fairing speed 18 respectively form a first outer part and a second inner part of an exhaust manifold 24 of substantially annular shape. The hot exhaust gases (or primary flow), expelled by the gas turbine 5 flow into the exhaust pipe 24 and are guided towards the roots of the blades of the fan 3 and the set of stationary vanes 9 by exhaust fins 25. These exhaust fins 25 extend radially, and are advantageously uniformly distributed at 360° around the main axis of the propulsion system 30, between the gearbox fairing 18 and the fuel pipe. exhaust 23.

La conduite d’échappement 23 s’étend axialement vers l’amont jusqu’au flasque de fixation 19 auquel elle est reliée mécaniquement. La conduite d’échappement 23, le carénage de boite de vitesse 18 et les ailettes 25 permettent ensemble de guider les gaz d’échappement de la turbine 5 vers l’arrière afin qu’ils s’échappent par la tuyère 13. C’est le troisième rôle du composant structurel d’échappement 20.The exhaust pipe 23 extends axially upstream as far as the fixing flange 19 to which it is mechanically connected. The exhaust duct 23, the gearbox fairing 18 and the fins 25 together allow the exhaust gases from the turbine 5 to be guided rearward so that they escape through the nozzle 13. This is the third role of the exhaust structural component 20.

La figure 3 montre un sous-ensemble du groupe propulseur BLI formé par le composant structurel d’échappement 20, avec en aval la soufflante 3 et l’ensemble d’aubes fixes 9. Afin d’assurer une fixation de ce sous-ensemble à la partie arrière du fuselage, un certain nombre de moyens de fixations tels que des boulons doivent être répartis de façon orbitale sur le flasque de fixation 19, par exemple une douzaine de boulons uniformément distribués à 360° autour de l’axe principal du système propulsif 30 (non représenté dans les figures).Figure 3 shows a sub-assembly of the BLI power unit formed by the structural exhaust component 20, with the fan 3 and the set of fixed vanes 9 downstream. In order to secure this sub-assembly to the rear part of the fuselage, a certain number of fixing means such as bolts must be distributed in an orbital manner on the fixing plate 19, for example a dozen bolts uniformly distributed at 360° around the main axis of the propulsion system 30 (not shown in the figures).

Le profil de la conduite d’échappement 23 et sa configuration autour du carénage de boite de vitesse 18 permet un flux du gaz d’échappement de turbine sans obstacle majeur du fait de la petite taille et du profil aérodynamique des ailettes d’échappement 25. La tubulure d’échappement 24 est prolongée par un carénage d’échappement arrière 26 qui s’étend radialement et vers l’arrière dans le prolongement de la conduite d’échappement 23 autour du moyeu 17. Ce carénage d’échappement 26 vient s’assembler sur le composant structurel d’échappement 20 afin de guider les gaz d’échappement quittant la tubulure d’échappement 24 jusqu’au pied des aubes de la soufflante 3. L’architecture du composant structurel d’échappement 20 permet de positionner la boite de vitesse 7 entre la turbine 5 et la soufflante 3.The profile of the exhaust pipe 23 and its configuration around the gearbox fairing 18 allows a flow of turbine exhaust gas without major obstacle due to the small size and the aerodynamic profile of the exhaust fins 25. The exhaust pipe 24 is extended by a rear exhaust fairing 26 which extends radially and rearwards in the extension of the exhaust pipe 23 around the hub 17. This exhaust fairing 26 comes assembly on the exhaust structural component 20 in order to guide the exhaust gases leaving the exhaust pipe 24 to the foot of the blades of the fan 3. The architecture of the exhaust structural component 20 makes it possible to position the box of speed 7 between turbine 5 and fan 3.

Un carénage aérodynamique 27 est fixé sur la face aval du flasque de fixation afin de prolonger la partie arrière de fuselage afin d’en assurer la continuité aérodynamique. Ce carénage aérodynamique 27 entoure le composant structurel d’échappement 20 jusqu’à la soufflante 3 afin d’y guider l’écoulement du flux aérodynamique d’entrée, notamment celui de la couche limite.An aerodynamic fairing 27 is fixed on the downstream face of the fixing flange in order to extend the rear part of the fuselage in order to ensure its aerodynamic continuity. This aerodynamic fairing 27 surrounds the exhaust structural component 20 as far as the fan 3 in order to guide therein the flow of the aerodynamic inlet flow, in particular that of the boundary layer.

Le matériau formant le composant structurel d’échappement 20 doit nécessairement être capable d’absorber de fortes contraintes mécanique dans un environnement thermique sévère avec des températures supérieures à 500°C du fait du flux de gaz d’échappement qui le traversent. A cette fin, ce matériau peut être de l’Inconel ® qui est capable de supporter des températures allant jusqu’à 550°C, un acier ou un matériau CMC (Composite à matrice céramique).The material forming the exhaust structural component 20 must necessarily be capable of absorbing high mechanical stresses in a severe thermal environment with temperatures above 500° C. due to the flow of exhaust gases passing through it. For this purpose, this material can be Inconel ® which is able to withstand temperatures up to 550°C, a steel or a CMC (Ceramic Matrix Composite) material.

La figure 4 montre un aéronef 28 équipé d’un groupe propulseur BLI 1 tel que décrit ci-dessus. Le groupe propulseur BLI 1 est situé en bout de la partie arrière de fuselage 2.Figure 4 shows an aircraft 28 equipped with a BLI 1 propulsion unit as described above. The BLI 1 power unit is located at the end of the rear fuselage 2.

Comme indiqué dans la description qui précède, les différents aspects de l’invention, comme par exemple l’architecture intérieure du groupe propulseur ou l’architecture du composant structurel d’échappement, peuvent être mis en œuvre isolément ou sous toute forme de combinaison selon le contexte et dans des variantes de configurations différentes de celles décrites ci-avant. Par exemple les tirants carénés 15 peuvent être reliés directement au composant structurel d’échappement 20, par exemple au flasque de fixation 19. Ainsi, la majeure partie des charges mécaniques générées par ou s’appliquant au groupe propulseur BLI 1 sont reprises par le composant structurel d’échappement 20. Dans cette variante, les contraintes mécaniques transmises au composant structurel d’échappement 20 incluent les contraintes aérodynamiques subies par la nacelle 12 durant les différentes phases de vol de l’aéronef 28.As indicated in the preceding description, the various aspects of the invention, such as for example the interior architecture of the powertrain or the architecture of the exhaust structural component, can be implemented in isolation or in any form of combination according to the context and in variant configurations different from those described above. For example, the streamlined tie rods 15 can be connected directly to the structural exhaust component 20, for example to the fixing flange 19. Thus, the major part of the mechanical loads generated by or applying to the BLI power unit 1 are taken up by the component structural exhaust component 20. In this variant, the mechanical stresses transmitted to the structural exhaust component 20 include the aerodynamic stresses undergone by the nacelle 12 during the various flight phases of the aircraft 28.

Claims (10)

Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur BLI d’aéronef (1) situé à l’arrière d’un fuselage d’aéronef (2) et comprenant une soufflante (3) entrainée en rotation par une turbine (5) située en amont de ladite soufflante (3), ledit composant étantcaractérisé en ce qu’il comprend :
- une première partie (19) configurée pour être fixée sur une partie arrière d’un fuselage d’aéronef (2) ;
- une deuxième partie reliée mécaniquement à la première partie (19) et s’étendant vers l’arrière à partir de ladite première partie (19), ladite deuxième partie présentant des éléments (18, 23) configurés pour guider des gaz d’échappement de ladite turbine (5); et
- une troisième partie (17) reliée mécaniquement à ladite deuxième partie et agencée coaxialement à cette dernière, ladite troisième partie (17) présentant un alésage (21) configuré pour guider en rotation et maintenir axialement un arbre de soufflante (4) ;
ledit composant structurel d’échappement (20) étant adapté à fixer à la partie arrière de fuselage (2) le groupe propulseur (1).Exhaust structural component for an aircraft BLI power unit (1) located at the rear of an aircraft fuselage (2) and comprising a fan (3) driven in rotation by a turbine (5) located upstream of said fan (3), said component being characterized in that it comprises:
- a first part (19) configured to be fixed on a rear part of an aircraft fuselage (2);
- a second part mechanically connected to the first part (19) and extending rearwardly from said first part (19), said second part having elements (18, 23) configured to guide exhaust gases said turbine (5); And
- a third part (17) mechanically connected to said second part and arranged coaxially with the latter, said third part (17) having a bore (21) configured to guide in rotation and axially hold a fan shaft (4);
said exhaust structural component (20) being adapted to fix to the rear part of the fuselage (2) the propulsion unit (1). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 1, dans lequel la première partie est un flasque de fixation (19) de forme annulaire dont une face avant est configurée pour être plaquée sur la partie arrière du fuselage (2) par des moyens de fixation.Exhaust structural component for an aircraft propulsion unit according to claim 1, in which the first part is an annular-shaped fixing flange (19) of which a front face is configured to be pressed against the rear part of the fuselage (2 ) by fixing means. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 2, dans lequel la deuxième partie comprend un premier élément extérieur (23) de forme sensiblement tubulaire dont une extrémité avant est reliée mécaniquement à une face arrière du flasque de fixation (19), et un deuxième élément intérieur (18) de forme sensiblement tubulaire agencé coaxialement à l’intérieur dudit premier élément (23) ; lesdits premier et deuxième éléments (23, 18) formant entre eux une tubulure d’écoulement des gaz d’échappement de forme sensiblement annulaire.Exhaust structural component for an aircraft propulsion unit according to claim 2, in which the second part comprises a first external element (23) of substantially tubular shape, a front end of which is mechanically connected to a rear face of the fixing flange ( 19), and a second inner member (18) of substantially tubular shape arranged coaxially inside said first member (23); said first and second elements (23, 18) forming between them an exhaust gas flow pipe of substantially annular shape. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon la revendication 3, dans lequel le deuxième élément intérieur (18) est relié mécaniquement au premier élément extérieur (23) par des ailettes d’échappement (25) s’étendant radialement, entre lesdits premier et deuxième éléments (23, 18) et adaptées à guider les gaz d’échappement.An aircraft powerplant exhaust structural component according to claim 3, wherein the second inner member (18) is mechanically connected to the first outer member (23) by radially extending exhaust fins (25), between said first and second elements (23, 18) and adapted to guide the exhaust gases. Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications 3 et 4, dans lequel la troisième partie (17) est de forme sensiblement tubulaire et est reliée mécaniquement à une extrémité arrière du deuxième élément intérieur (18), ladite troisième partie (17) s’étendant vers l’arrière dudit deuxième élément intérieur (18).Exhaust structural component for an aircraft propulsion unit according to one of claims 3 and 4, in which the third part (17) is of substantially tubular shape and is mechanically connected to a rear end of the second internal element (18) , said third portion (17) extending rearward of said second inner member (18). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel le deuxième élément intérieur (18) forme un carter entourant une boite de vitesse (8) reliant la turbine (5) à la soufflante (3).Exhaust structural component for an aircraft propulsion unit according to one of Claims 3 to 5, in which the second internal element (18) forms a casing surrounding a gearbox (8) connecting the turbine (5) to the blower (3). Composant structurel d’échappement pour groupe de propulseur d’aéronef selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il est en un matériau apte à absorber de fortes contraintes mécaniques dans un environnement thermique supérieur à 500°C.Exhaust structural component for an aircraft propulsion unit according to one of the preceding claims, characterized in that it is made of a material capable of absorbing high mechanical stresses in a thermal environment greater than 500°C. Groupe propulseur de type BLI caractérisé en ce qu’il comprend un composant structurel d’échappement (20) selon l’une des revendications précédentes.BLI type power unit characterized in that it comprises a structural exhaust component (20) according to one of the preceding claims. Groupe propulseur de type BLI selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend un sous-ensemble comprenant la soufflante (3), un ensemble d’aubes fixes (9) et une nacelle (12), et dans lequel la poussée et les charges mécaniques générées par ledit sous-ensemble sont transférées à l’extrémité arrière du fuselage (2) par ledit composant structurel d’échappement (20), et/ou dans lequel la nacelle (12) est reliée mécaniquement au composant structurel d’échappement (20) par des tirants (15) afin de transmettre au composant structurel d’échappement (20) les contraintes aérodynamiques subies par la nacelle (12).BLI type propulsion unit according to the preceding claim, characterized in that it comprises a sub-assembly comprising the fan (3), a set of fixed vanes (9) and a nacelle (12), and in which the thrust and the mechanical loads generated by said sub-assembly are transferred to the rear end of the fuselage (2) by said exhaust structural component (20), and/or in which the nacelle (12) is mechanically connected to the structural component of exhaust (20) by tie rods (15) in order to transmit to the exhaust structural component (20) the aerodynamic stresses undergone by the nacelle (12). Aéronef caractérisé en ce qu’il comprend un groupe propulseur de type BLI (1) selon l’une des revendications 8 et 9, situé en partie arrière d’un fuselage (2) de l’aéronef.Aircraft characterized in that it comprises a BLI type propulsion unit (1) according to one of Claims 8 and 9, located in the rear part of a fuselage (2) of the aircraft.
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