FR3130751A1 - Integration of extinguishing nozzles in the “fire” zone of a turbomachine - Google Patents

Integration of extinguishing nozzles in the “fire” zone of a turbomachine Download PDF

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Patrick Gonidec
Patrick André BOILEAU
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    • F02C7/25—Fire protection or prevention

Abstract

L’invention décrit un ensemble pour une turbomachine (2) d’aéronef, comprenant :- une nacelle (1) comprenant une face interne (12) adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine (2) une zone « feu » (100, 200), dans lequel une entrée de ventilation (61) et une sortie de ventilation (62) sont formées dans la face interne (12) de la nacelle (1) ; et- un extincteur (3) comprenant un réservoir (31) et une buse de pulvérisation (36) configurée pour expulser de l’agent d’extinction hors du réservoir (31), dans lequel l’extincteur (3) est monté sur la nacelle (1), et la buse de pulvérisation (36) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), à proximité de l'entrée de ventilation (61). Figure pour l’abrégé : Fig. 2The invention describes an assembly for an aircraft turbomachine (2), comprising:- a nacelle (1) comprising an internal face (12) adapted to delimit with an external face of the turbomachine (2) a "fire" zone ( 100, 200), wherein a ventilation inlet (61) and a ventilation outlet (62) are formed in the internal face (12) of the nacelle (1); and- an extinguisher (3) comprising a reservoir (31) and a spray nozzle (36) configured to expel extinguishing agent from the reservoir (31), wherein the extinguisher (3) is mounted on the nacelle (1), and the spray nozzle (36) is located in the "fire" zone (100, 200) between the ventilation inlet (61) and the ventilation outlet (62), near the inlet ventilation (61). Figure for the abstract: Fig. 2

Description

Intégration de buses d’extinction en zone « feu » d’une turbomachineIntegration of extinguishing nozzles in the “fire” zone of a turbomachine

DOMAINE DE L'INVENTIONFIELD OF THE INVENTION

La présente invention concerne un ensemble pour une turbomachine d’aéronef, comprenant une nacelle et un extincteur monté sur la nacelle.The present invention relates to an assembly for an aircraft turbine engine, comprising a nacelle and a fire extinguisher mounted on the nacelle.

ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART

Un aéronef comprend classiquement au moins système propulsif pour en assurer la propulsion. Le système propulsif comprend une turbomachine, par exemple un turboréacteur ou un turbopropulseur.An aircraft conventionally comprises at least one propulsion system to provide propulsion. The propulsion system comprises a turbomachine, for example a turbojet or a turboprop.

La turbomachine comprend une soufflante, au moins un compresseur, une chambre de combustion, au moins une turbine, et une tuyère d’échappement des gaz. Par exemple, la turbomachine peut comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, et une turbine haute pression et une turbine basse pression.The turbomachine comprises a fan, at least one compressor, a combustion chamber, at least one turbine, and a gas exhaust nozzle. For example, the turbomachine may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, and a high pressure turbine and a low pressure turbine.

Un turboréacteur peut être un turboréacteur double flux, dans lequel la masse d’air aspirée par la soufflante est divisée en un flux primaire, qui traverse l’au moins un compresseur, la chambre de combustion et l’au moins une turbine, et un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire.A turbojet engine can be a turbofan engine, in which the mass of air sucked in by the fan is divided into a primary flow, which passes through the at least one compressor, the combustion chamber and the at least one turbine, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow.

La turbomachine est logée dans une nacelle. La nacelle est fixée à un pylône, ou mât, qui supporte la turbomachine, le pylône étant lui-même fixé sous une aile de l’aéronef.The turbomachine is housed in a nacelle. The nacelle is fixed to a pylon, or mast, which supports the turbomachine, the pylon itself being fixed under a wing of the aircraft.

Ainsi qu’illustrée en figures 1a et 1b, une nacelle 1 peut comprendre une entrée d’air en amont de la turbomachine 2, l’amont et l’aval étant définis par rapport au sens de l’écoulement des gaz dans la turbomachine 2 en fonctionnement, un carter de soufflante 15 entourant la soufflante de la turbomachine 2, un carter intermédiaire entourant au moins partiellement un compresseur de la turbomachine 2, et une structure interne fixe 11 (en anglais « IFS » : Internal Fixed Structure). La structure interne fixe 11 entoure au moins la chambre de combustion de la turbomachine 2. La tuyère d’éjection 23 de la turbomachine est située en aval de la structure interne fixe 11.As illustrated in FIGS. 1a and 1b, a nacelle 1 can comprise an air inlet upstream of the turbomachine 2, the upstream and the downstream being defined with respect to the direction of the gas flow in the turbomachine 2 in operation, a fan casing 15 surrounding the fan of the turbomachine 2, an intermediate casing at least partially surrounding a compressor of the turbomachine 2, and an internal fixed structure 11 (in English “IFS”: Internal Fixed Structure). The fixed internal structure 11 surrounds at least the combustion chamber of the turbomachine 2. The exhaust nozzle 23 of the turbomachine is located downstream of the fixed internal structure 11.

Une « zone "feu" » de la turbomachine correspond à une zone dans laquelle il faut pouvoir éteindre un feu qui s’y déclencherait. Une zone « feu » est ainsi définie par la présence possible d'un fluide inflammable (huile, kérosène, huile hydraulique…) simultanément avec une source d'ignition (circuit électrique, pièces chaudes, source d'étincelles…).A “fire” zone of the turbomachine corresponds to an area in which it is necessary to be able to extinguish any fire that breaks out there. A “fire” zone is thus defined by the possible presence of a flammable fluid (oil, kerosene, hydraulic oil, etc.) simultaneously with an ignition source (electrical circuit, hot parts, source of sparks, etc.).

La structure interne fixe de la nacelle et la chambre de combustion de la turbomachine peuvent délimiter une zone "feu" dite « chaude ». Cette zone "feu" chaude est soumise à des températures élevées lors du fonctionnement de la turbomachine, typiquement supérieures à 110°C, par exemple qui peuvent environner les 250°C voire les 500°C, y compris en l’absence de feu dans la turbomachine.The fixed internal structure of the nacelle and the combustion chamber of the turbomachine can delimit a so-called “hot” “fire” zone. This hot "fire" zone is subjected to high temperatures during operation of the turbomachine, typically greater than 110°C, for example which can be around 250°C or even 500°C, including in the absence of fire in the turbomachine.

Le carter de soufflante 15 de la nacelle et la soufflante délimitent une zone « feu » dite « froide ». Cette zone « feu » froide est soumise lors du fonctionnement de la turbomachine en l’absence de feu à des températures inférieures à celles de la zone « feu » chaude.The fan casing 15 of the nacelle and the fan define a so-called “cold” “fire” zone. This cold “fire” zone is subjected during operation of the turbomachine in the absence of fire to temperatures lower than those of the hot “fire” zone.

Afin d’éviter d’endommager des structures vitales de l’aéronef lorsqu’une turbomachine prend feu, la réglementation actuelle exige la présence d’un dispositif d’extinction qui soit apte à éteindre un feu se déclarant dans n’importe laquelle des zones "feu" de la turbomachine.In order to avoid damaging vital aircraft structures when a turbine engine catches fire, current regulations require the presence of an extinguishing device capable of extinguishing a fire breaking out in any of the areas "fire" of the turbomachine.

Les dispositifs d’extinction actuels sont classiquement montés sous l’aile de l’aéronef, à proximité du pylône sur lequel la turbomachine est montée, ou directement sous le pylône, de sorte à être porté par le pylône ou par l’aile. Ces dispositifs d’extinction peuvent être constitués de bouteilles de gaz sous pression sphériques, qui résistent à la pression interne en limitant la masse de la bouteille : par exemple, il peut s’agir de bonbonnes réparties sous le pylône et contenant du Halon, qui est un agent gazeux à base de bromotrifluorométhane. La illustre un tel dispositif d’extinction comprenant des bouteilles de gaz sous pression sphériques 3’ montées sous l’aile 500 de l’aéronef, à proximité du pylône 600. Ces dispositifs d’extinction permettent d’asperger les zones feu en cas de déclenchement d’un feu dans l’une des zones feu, sur commande du pilote qui est informé du feu lorsque les capteurs d’incendie détectent un incendie dans la turbomachine.Current extinguishing devices are conventionally mounted under the wing of the aircraft, close to the pylon on which the turbomachine is mounted, or directly under the pylon, so as to be carried by the pylon or by the wing. These extinguishing devices may consist of spherical pressurized gas cylinders, which resist the internal pressure by limiting the mass of the cylinder: for example, they may be cylinders distributed under the pylon and containing Halon, which is a bromotrifluoromethane gaseous agent. There illustrates such an extinguishing device comprising spherical pressurized gas cylinders 3′ mounted under the wing 500 of the aircraft, close to the pylon 600. These extinguishing devices make it possible to spray the fire zones in the event of a trigger of a fire in one of the fire zones, on command from the pilot who is informed of the fire when the fire sensors detect a fire in the turbomachine.

Néanmoins, l’agent d’extinction est injecté par la partie supérieure de la nacelle, en une position qui peut être relativement éloignée du feu à éteindre. Ainsi, une grande quantité d’agent d’extinction doit être injectée pour parvenir à submerger la zone « feu » en vue d’éteindre le feu, ce qui génère des pertes importantes d’agent d’extinction. Cela entraîne un accroissement significatif du poids du dispositif d’extinction, et donc de la turbomachine. Des canalisations peuvent être mises en place pour acheminer l’agent d’extinction depuis les bonbonnes jusqu’à la ou les zones « feu » concernées par le feu, afin d’injecter l’agent d’extinction au plus près du feu. Néanmoins, ces canalisations sont complexes, pèsent lourd, et si l'on veut injecter au plus près dans la nacelle, la prolongation de ces lignes nécessite des raccordements supplémentaires lors du démontage et du remontage de la nacelle pour des raisons de maintenance de la turbomachine, ce qui engendre de la complexité et des risques pour la sécurité en cas de mauvais raccordement. En outre, les bonbonnes, intégrées sous l’aile ou sous le pylône, dégradent l’aérodynamisme de l’écoulement au niveau du pylône, ce qui diminue le rendement propulsif de la turbomachine.Nevertheless, the extinguishing agent is injected through the upper part of the basket, in a position which may be relatively far from the fire to be extinguished. Thus, a large quantity of extinguishing agent must be injected in order to submerge the “fire” zone in order to extinguish the fire, which generates significant losses of extinguishing agent. This leads to a significant increase in the weight of the extinguishing device, and therefore of the turbomachine. Pipes can be put in place to transport the extinguishing agent from the cylinders to the “fire” zone(s) affected by the fire, in order to inject the extinguishing agent as close as possible to the fire. Nevertheless, these pipes are complex, weigh heavily, and if one wants to inject closer into the nacelle, the extension of these lines requires additional connections during disassembly and reassembly of the nacelle for reasons of maintenance of the turbomachine. , which creates complexity and safety risks in the event of misconnection. In addition, the cylinders, integrated under the wing or under the pylon, degrade the aerodynamics of the flow at the level of the pylon, which reduces the propulsive efficiency of the turbomachine.

Enfin, le Halon est un gaz à très haut effet de serre, donc très polluant. Il tend donc à être remplacé par d’autres agents d’extinctions moins polluants, tels que le NOVEC 1230, également appelé FK-5-1-12, qui est un agent liquide qui se gazéifie en sortie d’une buse de pulvérisation.Finally, Halon is a gas with a very high greenhouse effect, and therefore very polluting. It therefore tends to be replaced by other less polluting extinguishing agents, such as NOVEC 1230, also called FK-5-1-12, which is a liquid agent which gasifies at the outlet of a spray nozzle.

Des dispositifs d’extinction connus sont adaptés pour injecter un agent d’extinction liquide autre que le Halon par le biais d’une seringue pressurisée. Par exemple, le document FR 3,077,989 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir de stockage d’un agent d’extinction, une chambre à volume variable, un piston situé entre le réservoir et la chambre à volume variable, et un générateur de gaz configuré pour mettre sous pression l’agent d’extinction afin de le distribuer à l’extérieur du réservoir.Known extinguishing devices are suitable for injecting a liquid extinguishing agent other than Halon through a pressurized syringe. For example, document FR 3,077,989 A1 describes an extinguishing device comprising a storage tank for an extinguishing agent, a variable-volume chamber, a piston located between the tank and the variable-volume chamber, and a generator of gas configured to pressurize the extinguishing agent in order to distribute it outside the tank.

Le document FR 3,041,936 A1 décrit un dispositif d’extinction comprenant un réservoir d’agent d’extinction situé en amont du carter de soufflante de la nacelle. L’agent d’extinction peut être libéré par l’explosion d’une cartouche pyrotechnique, génératrice de gaz sous pression. Néanmoins, le dispositif d’extinction est alors situé loin de la zone « feu » dite « chaude » de la nacelle, et les extincteurs ne sont pas configurés pour y injecter l’agent d’extinction. Par conséquent, ce dispositif d’extinction ne permet pas d’éteindre efficacement un feu se déclenchant dans cette zone « feu » chaude. Eteindre un feu en zone « feu » chaude supposerait d’ajouter des canalisations complexes pour relier l’extincteur à la structure interne fixe de la nacelle. En outre, le dispositif d’extinction lui-même ne pourrait pas être déplacé au niveau de la structure interne fixe de la nacelle, car il présente une résistance limitée aux températures élevées, et ne supporterait pas les températures auxquelles est soumise la zone « feu » chaude de la nacelle.Document FR 3,041,936 A1 describes an extinguishing device comprising an extinguishing agent reservoir located upstream of the fan casing of the nacelle. The extinguishing agent can be released by the explosion of a pyrotechnic cartridge, generating pressurized gas. However, the extinguishing device is then located far from the so-called “hot” “fire” zone of the nacelle, and the extinguishers are not configured to inject the extinguishing agent into it. Consequently, this extinguishing device does not make it possible to effectively extinguish a fire breaking out in this hot “fire” zone. Extinguishing a fire in a hot "fire" zone would mean adding complex pipes to connect the extinguisher to the fixed internal structure of the nacelle. Furthermore, the extinguishing device itself could not be moved at the level of the fixed internal structure of the nacelle, because it has limited resistance to high temperatures, and would not withstand the temperatures to which the "fire" zone is subjected. » hot from the nacelle.

Enfin, dans les dispositifs d’extinction existants, le flux d’agent d’extinction dans la zone « feu » présente en général de fortes hétérogénéités. Or, la réglementation actuelle exige une concentration d’extinction, c’est-à-dire une concentration en agent d’extinction obtenue simultanément en tout point de la zone « feu » pendant 0,5 secondes, supérieure à une valeur prédéterminée. Lorsque le flux d’agent d’extinction est hétérogène, certaines parties de la zone « feu » présentent une faible concentration en agent d’extinction alors que d’autres parties, par exemple les parties directement en aval du point d’injection, présentent une forte concentration en agent d’extinction. Les dispositifs existants doivent donc réaliser un débit d'agent d’extinction élevé pour parvenir à la concentration d’extinction dans la zone « feu » requise par la réglementation actuelle dans le temps requis, avec en conséquence une perte conséquente d’agent d’extinction. La quantité d’agent d’extinction utilisé pour éteindre un feu dans les dispositifs d’extinction existants est donc grande, ce qui augmente le coût et la masse du dispositif d’extinction, donc du turboréacteur.Finally, in existing extinguishing devices, the flow of extinguishing agent in the "fire" zone generally presents strong heterogeneities. However, current regulations require an extinguishing concentration, i.e. an extinguishing agent concentration obtained simultaneously at any point in the “fire” zone for 0.5 seconds, greater than a predetermined value. When the flow of extinguishing agent is heterogeneous, certain parts of the "fire" zone present a low concentration of extinguishing agent while other parts, for example the parts directly downstream of the injection point, present a high concentration of extinguishing agent. Existing devices must therefore achieve a high flow rate of extinguishing agent to achieve the extinguishing concentration in the "fire" zone required by current regulations in the required time, with a consequent loss of extinguishing agent as a result. extinction. The amount of extinguishing agent used to extinguish a fire in the existing extinguishing devices is therefore large, which increases the cost and the mass of the extinguishing device, and therefore of the turbojet.

Un objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, avec une efficacité améliorée par rapport à l’art antérieur.An objective of the present invention is to propose an assembly adapted to ensure extinguishing in a "fire" zone of a turbomachine, with improved efficiency compared to the prior art.

Un autre objectif de la présente invention est de proposer un ensemble adapté pour assurer une extinction dans une zone « feu » d’une turbomachine, qui soit de conception simple et qui permette de réduire la quantité d’agent d’extinction nécessaire pour réaliser une extinction.Another objective of the present invention is to propose an assembly suitable for ensuring extinguishing in a "fire" zone of a turbomachine, which is of simple design and which makes it possible to reduce the quantity of extinguishing agent necessary to carry out a extinction.

Selon un premier aspect, l’invention concerne un ensemble pour une turbomachine d’aéronef, comprenant :
- une nacelle s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal et adaptée pour être disposée autour de la turbomachine, ladite nacelle comprenant une face interne adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine une zone « feu » de la nacelle, dans lequel une entrée de ventilation et une sortie de ventilation sont formées dans la face interne de la nacelle de sorte que, lors du fonctionnement de la turbomachine, un flux de ventilation s’écoule dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ; et
- un extincteur conçu pour éteindre un feu dans la zone « feu », l’extincteur comprenant un réservoir adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse de pulvérisation configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir,
l’ensemble étant caractérisé en ce que l’extincteur est monté sur la nacelle, et en ce que la buse de pulvérisation est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, à proximité de l'entrée de ventilation.According to a first aspect, the invention relates to an assembly for an aircraft turbine engine, comprising:
- a nacelle extending substantially around a longitudinal axis and adapted to be arranged around the turbomachine, said nacelle comprising an internal face adapted to delimit with an external face of the turbomachine a "fire" zone of the nacelle, in which a ventilation inlet and a ventilation outlet are formed in the internal face of the nacelle so that, during operation of the turbomachine, a ventilation flow flows in the "fire" zone between the ventilation inlet and the vent outlet; And
- an extinguisher designed to extinguish a fire in the "fire" zone, the extinguisher comprising a tank adapted to contain an extinguishing agent, and a spray nozzle configured to expel the extinguishing agent from the tank,
the assembly being characterized in that the extinguisher is mounted on the nacelle, and in that the spray nozzle is located in the "fire" zone between the ventilation inlet and the ventilation outlet, close to the ventilation inlet.

Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :Some preferred but non-limiting features of the assembly described above are as follows, taken individually or in combination:

- une orientation de la buse correspond sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement parallèlement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;- an orientation of the nozzle corresponds substantially to an orientation of the ventilation flow at the level of the nozzle during operation of the turbine engine, such that the nozzle is adapted to expel the extinguishing agent substantially parallel to the ventilation flow during operation of the turbomachine;

- une orientation de la buse est sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement à contre-courant du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;- an orientation of the nozzle is substantially opposite to an orientation of the ventilation flow at the level of the nozzle during operation of the turbine engine, so that the nozzle is adapted to expel the extinguishing agent substantially against the current of the flow ventilation during operation of the turbomachine;

- une orientation de la buse est sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse lors du fonctionnement de la turbomachine, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement perpendiculairement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;- an orientation of the nozzle is substantially perpendicular to an orientation of the ventilation flow at the nozzle during operation of the turbine engine, such that the nozzle is adapted to expel the extinguishing agent substantially perpendicular to the ventilation flow during the operation of the turbomachine;

- une orientation de la buse est sensiblement tangente à la face interne de la nacelle au niveau de la buse, de sorte que la buse est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement en oblique du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine ;- an orientation of the nozzle is substantially tangent to the internal face of the nacelle at the level of the nozzle, so that the nozzle is adapted to expel the extinguishing agent substantially obliquely from the ventilation flow during operation of the turbomachine ;

- la buse est sensiblement adjacente à l’entrée de ventilation ;- the nozzle is substantially adjacent to the ventilation inlet;

- l’ensemble comprend plusieurs buses adaptées chacune pour expulser un agent d’extinction, chacune desdites plusieurs buses étant située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation, dans lequel au moins l’une desdites plusieurs buses présente une position et/ou une orientation différente de la position et/ou de l’orientation d’au moins une autre desdites plusieurs buses ;- the assembly comprises several nozzles each adapted to expel an extinguishing agent, each of the said several nozzles being located in the "fire" zone between the ventilation inlet and the ventilation outlet, in which at least one of the said several nozzles has a position and/or an orientation different from the position and/or orientation of at least one other of said several nozzles;

- l’ensemble comprend en outre un extincteur supplémentaire comprenant un générateur de gaz inerte et une buse d’expulsion de gaz inerte adaptée pour expulser le gaz inerte généré par le générateur de gaz inerte, dans lequel ladite buse d’expulsion de gaz inerte est située dans la zone « feu » entre l’entrée de ventilation et la sortie de ventilation ;- the assembly further comprises an additional extinguisher comprising an inert gas generator and an inert gas expulsion nozzle adapted to expel the inert gas generated by the inert gas generator, wherein said inert gas expulsion nozzle is located in the “fire” zone between the ventilation inlet and the ventilation outlet;

- la nacelle comprend une entrée d’air adaptée pour être disposée en amont de la turbomachine, un carter de soufflante adapté pour entourer une soufflante de la turbomachine, un carter intermédiaire adapté pour entourer au moins un compresseur de la turbomachine, et une structure interne fixe adaptée pour entourer une chambre de combustion de la turbomachine, et dans lequel l’extincteur est monté sur une face interne du carter de soufflante, ou sur une face interne du carter intermédiaire, ou sur une face interne de la structure interne fixe de la nacelle.- the nacelle comprises an air inlet adapted to be arranged upstream of the turbomachine, a fan casing adapted to surround a fan of the turbomachine, an intermediate casing adapted to surround at least one compressor of the turbomachine, and an internal structure adapted to surround a combustion chamber of the turbomachine, and in which the extinguisher is mounted on an internal face of the fan casing, or on an internal face of the intermediate casing, or on an internal face of the fixed internal structure of the nacelle.

Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un ensemble propulsif pour un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ».According to a second aspect, the invention relates to a propulsion assembly for an aircraft comprising an assembly according to the first aspect and a turbomachine, in which the internal face of the nacelle delimits with an external face of the turbomachine the “fire” zone.

Selon un troisième aspect, l’invention concerne un aéronef comprenant un ensemble selon le premier aspect et une turbomachine, dans lequel la face interne de la nacelle délimite avec une face externe de la turbomachine la zone « feu ».According to a third aspect, the invention relates to an aircraft comprising an assembly according to the first aspect and a turbomachine, in which the internal face of the nacelle delimits with an external face of the turbomachine the “fire” zone.

DESCRIPTION DES FIGURESDESCRIPTION OF FIGURES

D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, donnée à titre d’exemple non limitatif, qui sera illustrée par les figures suivantes :Other characteristics, objects and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, given by way of non-limiting example, which will be illustrated by the following figures:

La , déjà commentée, est une vue éclatée d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur.There , already commented on, is an exploded view of a nacelle and a turbojet of an aircraft according to the prior art.

La , déjà commentée, est une vue de côté d’une nacelle et d’un turboréacteur d’un aéronef selon l’art antérieur.There , already commented on, is a side view of a nacelle and a turbojet of an aircraft according to the prior art.

La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse correspondant sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse.There is a schematic side view of an extinguisher of an assembly according to one embodiment of the invention, an orientation of the nozzle substantially corresponding to an orientation of the ventilation flow at the nozzle.

La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse.There is a schematic side view of an extinguisher of an assembly according to one embodiment of the invention, an orientation of the nozzle being substantially perpendicular to an orientation of the ventilation flow at the nozzle.

La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement tangente à la face interne de la nacelle au niveau de la buse.There is a schematic side view of an extinguisher of an assembly according to one embodiment of the invention, an orientation of the nozzle being substantially tangent to the internal face of the nacelle at the level of the nozzle.

La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, une orientation de la buse étant sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse.There is a schematic side view of an extinguisher of an assembly according to one embodiment of the invention, an orientation of the nozzle being substantially opposite to an orientation of the ventilation flow at the nozzle.

La est un schéma représentant plusieurs buses d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, chacune desdites plusieurs buses présentant des positions et des orientations différentes les unes des autres.There is a diagram representing several nozzles of an assembly according to one embodiment of the invention, each of said several nozzles having positions and orientations different from each other.

La est un schéma représentant plusieurs buses d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention, chacune desdites plusieurs buses présentant des positions et des orientations différentes les unes des autres, l’une desdites plusieurs buses étant une buse de pulvérisation d’un gaz inerte.There is a diagram representing several nozzles of an assembly according to an embodiment of the invention, each of said several nozzles having positions and orientations different from each other, one of said several nozzles being a spray nozzle of a inert gas.

La est une vue de côté schématique d’un extincteur d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.There is a schematic side view of an extinguisher of an assembly according to one embodiment of the invention.

La est une vue de côté schématique d’un ensemble selon un mode de réalisation de l’invention.There is a schematic side view of an assembly according to one embodiment of the invention.

Claims (10)

Ensemble pour une turbomachine (2) d’aéronef, comprenant :
- une nacelle (1) s’étendant sensiblement autour d’un axe longitudinal et adaptée pour être disposée autour de la turbomachine (2), ladite nacelle (1) comprenant une face interne (12) adaptée pour délimiter avec une face externe de la turbomachine (2) une zone « feu » (100, 200) de la nacelle (1), dans lequel une entrée de ventilation (61) et une sortie de ventilation (62) sont formées dans la face interne (12) de la nacelle (1) de sorte que, lors du fonctionnement de la turbomachine (2), un flux de ventilation s’écoule dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62) ; et
- un extincteur (3) conçu pour éteindre un feu dans la zone « feu » (100, 200), l’extincteur (3) comprenant un réservoir (31) adapté pour contenir un agent d’extinction, et une buse de pulvérisation (36) configurée pour expulser l’agent d’extinction hors du réservoir (31),
l’ensemble étant caractérisé en ce que l’extincteur (3) est monté sur la nacelle (1), et en ce que la buse de pulvérisation (36) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), à proximité de l'entrée de ventilation (61).Assembly for an aircraft turbine engine (2), comprising:
- a nacelle (1) extending substantially around a longitudinal axis and adapted to be arranged around the turbine engine (2), said nacelle (1) comprising an internal face (12) adapted to delimit with an external face of the turbomachine (2) a "fire" zone (100, 200) of the nacelle (1), in which a ventilation inlet (61) and a ventilation outlet (62) are formed in the internal face (12) of the nacelle (1) so that, during operation of the turbine engine (2), a ventilation flow flows in the "fire" zone (100, 200) between the ventilation inlet (61) and the ventilation outlet ( 62); And
- an extinguisher (3) adapted to extinguish a fire in the "fire" zone (100, 200), the extinguisher (3) comprising a tank (31) adapted to contain an extinguishing agent, and a spray nozzle ( 36) configured to expel the extinguishing agent from the tank (31),
the assembly being characterized in that the extinguisher (3) is mounted on the nacelle (1), and in that the spray nozzle (36) is located in the "fire" zone (100, 200) between the ventilation inlet (61) and the ventilation outlet (62), near the ventilation inlet (61). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) correspond sensiblement à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement parallèlement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2).Assembly according to Claim 1, in which an orientation of the nozzle (36) corresponds substantially to an orientation of the ventilation flow at the level of the nozzle (36) during operation of the turbomachine (2), such that the nozzle (36 ) is adapted to expel the extinguishing agent substantially parallel to the ventilation flow during operation of the turbine engine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement opposée à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement à contre-courant du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2).Assembly according to Claim 1, in which an orientation of the nozzle (36) is substantially opposite to an orientation of the ventilation flow at the level of the nozzle (36) during operation of the turbomachine (2), so that the nozzle ( 36) is adapted to expel the extinguishing agent substantially against the current of the ventilation flow during operation of the turbine engine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement perpendiculaire à une orientation du flux de ventilation au niveau de la buse (36) lors du fonctionnement de la turbomachine (2), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement perpendiculairement au flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2).Assembly according to claim 1, in which an orientation of the nozzle (36) is substantially perpendicular to an orientation of the ventilation flow at the nozzle (36) during operation of the turbomachine (2), so that the nozzle ( 36) is adapted to expel the extinguishing agent substantially perpendicular to the ventilation flow during operation of the turbine engine (2). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel une orientation de la buse (36) est sensiblement tangente à la face interne (12) de la nacelle (1) au niveau de la buse (36), de sorte que la buse (36) est adaptée pour expulser l’agent d’extinction sensiblement en oblique du flux de ventilation lors du fonctionnement de la turbomachine (2).Assembly according to Claim 1, in which an orientation of the nozzle (36) is substantially tangent to the internal face (12) of the nacelle (1) at the level of the nozzle (36), so that the nozzle (36) is adapted to expel the extinguishing agent substantially obliquely from the ventilation flow during operation of the turbine engine (2). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la buse (36) est sensiblement adjacente à l’entrée de ventilation (61).An assembly according to any of claims 1 to 5, wherein the nozzle (36) is substantially adjacent to the vent inlet (61). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant plusieurs buses (36) adaptées chacune pour expulser un agent d’extinction, chacune desdites plusieurs buses (36) étant située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62), dans lequel au moins l’une desdites plusieurs buses (36) présente une position et/ou une orientation différente de la position et/ou de l’orientation d’au moins une autre desdites plusieurs buses (36).An assembly according to any one of claims 1 to 6, comprising a plurality of nozzles (36) each adapted to expel an extinguishing agent, each of said plurality of nozzles (36) being located in the "fire" zone (100, 200) between the ventilation inlet (61) and ventilation outlet (62), wherein at least one of said plurality of nozzles (36) has a position and/or orientation different from the position and/or orientation of at least another of said plurality of nozzles (36). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant en outre un extincteur supplémentaire (3) comprenant un générateur de gaz inerte et une buse d’expulsion de gaz inerte (39) adaptée pour expulser le gaz inerte généré par le générateur de gaz inerte, dans lequel ladite buse d’expulsion de gaz inerte (39) est située dans la zone « feu » (100, 200) entre l’entrée de ventilation (61) et la sortie de ventilation (62).An assembly as claimed in any one of claims 1 to 7, further comprising an additional extinguisher (3) comprising an inert gas generator and an inert gas expulsion nozzle (39) adapted to expel inert gas generated by the inert gas, wherein said inert gas expulsion nozzle (39) is located in the "fire" zone (100, 200) between the vent inlet (61) and the vent outlet (62). Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la nacelle (1) comprend une entrée d’air adaptée pour être disposée en amont de la turbomachine (2), un carter de soufflante (15) adapté pour entourer une soufflante de la turbomachine (2), un carter intermédiaire adapté pour entourer au moins un compresseur de la turbomachine (2), et une structure interne fixe (11) adaptée pour entourer une chambre de combustion de la turbomachine (2), et dans lequel l’extincteur (3) est monté sur une face interne (12) du carter de soufflante (15), ou sur une face interne (12) du carter intermédiaire, ou sur une face interne (12) de la structure interne fixe (11) de la nacelle (1).Assembly according to any one of Claims 1 to 8, in which the nacelle (1) comprises an air inlet adapted to be placed upstream of the turbine engine (2), a fan casing (15) adapted to surround a fan of the turbomachine (2), an intermediate casing adapted to surround at least one compressor of the turbomachine (2), and a fixed internal structure (11) adapted to surround a combustion chamber of the turbomachine (2), and in which the extinguisher (3) is mounted on an internal face (12) of the fan casing (15), or on an internal face (12) of the intermediate casing, or on an internal face (12) of the fixed internal structure (11) of the nacelle (1). Aéronef comprenant un ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 9 et une turbomachine (2), dans lequel la face interne (12) de la nacelle (1) délimite avec la face externe de la turbomachine (2) la zone « feu » (100, 200).
Aircraft comprising an assembly according to any one of claims 1 to 9 and a turbomachine (2), in which the internal face (12) of the nacelle (1) delimits with the external face of the turbomachine (2) the "fire" zone (100, 200).
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