FR2841591A1 - Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne les circuits de ventilation d'un rotor de turbine (1) qui comporte un disque (3) et un flasque amont (5) séparé de ce dernier par une cavité (12). Un premier circuit d'air de refroidissement délivre de l'air dans la cavité (12) via des injecteurs principaux (15) et des trous ménagés dans le flasque (5). Un deuxième circuit d'air de refroidissement délivre de l'air à, travers trois labyrinthes (31, 32, 33), disposés en aval des injecteurs principaux entre une structure annulaire (27) et le flasque (5), comportant chacun une léchette en aval des injecteurs principaux, et qui délimitent deux cavités (34, 35) en amont de la cavité de purge (20) du disque de turbine (3). L'une de ces cavités (34, 35) est alimentée en air prélevé par des perçages (38) inclinés tangentiellement dans le sens de rotation du rotor et ménagés dans la structure annulaire (27).

Description

Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine.
L'invention concerne le domaine de la ventilation de la turbine à
haute pression d'une turbomachine d'aviation.
Elle concerne plus précisément une turbomachine comportant un dispositif d'étanchéité entre le rotor de turbine et le carter intérieur de la chambre de combustion, ledit rotor de turbine comportant, d'une part, un disque de turbine présentant une bride amont pour sa fixation sur le cône aval d'un compresseur et, d'autre part, un flasque disposé en amont dudit disque et séparé de ce dernier par une cavité, ledit flasque 10 présentant un alésage intérieur traversé par la bride amont dudit disque et une bride amont pour sa fixation sur ledit cône aval, un premier circuit d'air solidaire dudit carter pour délivrer un premier débit d'air de refroidissement dans ladite cavité via des injecteurs principaux et des trous ménagés dans ledit flasque, ledit dispositif d'étanchéité comportant 15 un labyrinthe de décharge entre le cône aval et ledit carter intérieur, un labyrinthe sous-injecteurs principaux disposé entre le flasque et la paroi intérieure du premier circuit d'air et au moins un labyrinthe sur-injecteurs disposé entre le flasque et une structure annulaire prévue entre la paroi extérieure du premier circuit d'air et ledit carter intérieur, un deuxième 20 débit d'air de refroidissement circulant dans un deuxième circuit défini par les enceintes délimitées par ledit carter intérieur et ledit rotor via lesdits labyrinthes, et s'évacuant en partie dans la cavité de purge amont dudit disque. La figure 1 montre un tel rotor de turbine 1 à haute pression, 25 disposé en aval d'une chambre de combustion 2, et qui comporte un disque de turbine 3 équipé d'aubes 4, et un flasque 5 disposé en amont du disque 3. Le disque 3 et le flasque 5 comportent chacun une bride amont, référencée 3a pour le disque 3 et Sa pour le flasque 5, pour leur fixation à l'extrémité aval 6 du cône aval 7 du compresseur à haute
pression entraîné par le rotor 1.
Le disque 3 comporte un alésage intérieur 8 traversé par l'arbre 9 d'une turbine à basse pression, et le flasque 5 présente un alésage intérieur 10 entourant la bride 3a du disque 3, et des trous de ventilation 11 par lesquels un premier débit d'air CI de refroidissement prélevé en 35 fond de chambre est délivré dans la cavité 12 séparant la face aval du flasque 5 de la face amont du disque 3. Ce débit d'air Cl de refroidissement circule radialement vers l'extérieur et pénètre dans les alvéoles 4a contenant les pieds des aubes 4 afin de refroidir ces dernières. Ce débit d'air est prélevé dans le fond de chambre, circule dans un conduit 13 disposé dans l'enceinte 14 séparant le flasque 5 du fond de chambre et est mis en rotation par des injecteurs 15 afin d'abaisser la température de
l'air délivré dans la cavité 12.
Un deuxième débit d'air C2 de refroidissement prélevé en fond de chambre circule vers l'aval dans l'enceinte 16 séparant le cône aval 7 du compresseur à haute pression du carter intérieur 17 de la chambre de 10 combustion 2. Ce débit d'air C2 s'écoule à travers un labyrinthe de décharge 18 et pénètre dans l'enceinte 14 d'o une partie C2a s'écoule à travers des orifices 19 ménagés dans la bride amont Sa du flasque 5, passe à travers l'alésage 10 du flasque 5 afin de refroidir la partie radialement intérieure de ce dernier et rejoint le débit d'air Cl de refroi15 dissement des aubes 4. Une autre partie C2b du deuxième débit d'air C2 refroidit la face amont du flasque 5, contourne les injecteurs 15 et est évacuée dans la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1.
Enfin, une troisième partie C2c du troisième débit d'air C2 sert à ventiler la face supérieure amont 21 du flasque 5 au travers d'un 20 deuxième labyrinthe 22 situé sous les injecteurs 15. Cette troisième partie C2c pénètre dans l'enceinte 23 située en aval du deuxième labyrinthe 22, entre le flasque 5 et les injecteurs 15, et est évacuée dans la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1 à travers un troisième labyrinthe 24 situé au-dessus des injecteurs 15, ou vient se mélanger au premier débit
d'air Cl.
Le deuxième débit d'air C2 sert à refroidir le cône aval 7, le ft de liaison du compresseur à haute pression à la turbine à haute pression, et le flasque 5. Ce deuxième débit d'air circulant axialement dans un espace annulaire délimité par des parois fixes solidaires de la chambre et 30 des parois mobiles en rotation solidaires du rotor, subit des échauffements
liés aux puissances dissipées entre le rotor et le stator.
Pour abaisser la température du flasque amont suivant les spécifications de sa tenue mécanique, il est donc nécessaire d'augmenter le débit d'air C2 traversant le labyrinthe de décharge 18 situé en aval du 35 compresseur à haute pression, et de le rejeter soit dans le circuit de refroidissement des aubes, soit dans la veine en amont de la roue de turbine à haute pression. Cette augmentation de débit génère une augmentation de la température de l'air de refroidissement des aubes du fait du rejet d'un air réchauffé dans le circuit de refroidissement des aubes, et une chute des performances de la turbine du fait du rejet dans la veine. En outre le débit d'air C2c servant au refroidissement du flasque en aval du deuxième labyrinthe 22 situé sous les injecteurs 15, est peu maîtrisable car il subit les évolutions des jeux du labyrinthe de décharge 18, du deuxième labyrinthe 22 et du troisième labyrinthe 24 situé au10 dessus des injecteurs 15, au cours du fonctionnement et au cours de la
vie du moteur.
Pour éviter des fuites importantes à travers le troisième labyrinthe 24 situé au-dessus des injecteurs 15, ce dernier comporte trois léchettes successives formées sur une portion coudée 25 du flasque 5, qui 15 coopèrent avec des éléments d'étanchéité 26 solidaires d'une structure annulaire 27 interposée entre la paroi extérieure 28 du conduit 13 et la partie amont 29 du carter intérieur 27. Ce type de labyrinthe à trois léchettes a une masse appréciable, et du fait des forces centrifuges nécessite un accrochage du flasque 5 sur la face amont du disque de
turbine 3 au moyen d'un crabotage 30.
Le premier but de l'invention est de modifier le dispositif d'étanchéité en amont des injecteurs principaux, afin de permettre un allègement du flasque amont.
Un deuxième but de l'invention est de permettre une diminution 25 du débit de purge en amont du rotor et par le fait un gain de
consommation spécifique.
Un troisième but de l'invention est d'augmenter les niveaux de pression dans le circuit d'alimentation en air de refroidissement de la roue de turbine, ce qui est favorable au refroidissement des aubes.
Le premier but de l'invention est atteint par le fait que le
dispositif d'étanchéité comporte en aval des injecteurs principaux dans le sens de circulation du deuxième débit d'air de refroidissement, au moins trois labyrinthes radialement espacés disposés entre le flasque et la structure annulaire.
Très avantageusement, lesdits trois labyrinthes comportent
chacun une seule léchette.
Chacun de ces labyrinthes a ainsi une structure légère, ce qui
permet l'élimination du crabotage.
Les deuxième et troisième buts de l'invention sont atteints par le fait que l'une des cavités annulaires comprises entre deux labyrinthes consécutifs parmi lesdits trois labyrinthes est alimentée par un air de refroidissement prélevé dans le deuxième circuit en amont du labyrinthe sous-injecteurs. Ce troisième débit est avantageusement mis en rotation dans le
sens de rotation du rotor par des injecteurs secondaires.
De préférence, ces injecteurs secondaires sont réalisés sous la
forme de perçages inclinés, ménagés dans la structure annulaire.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels:
- la figure 1 est une demi-coupe axiale d'un rotor de turbine à haute pression d'un turboréacteur, qui montre les circuits d'air de refroidissement et les différents labyrinthes d'étanchéité selon l'art antérieur, et - la figure 2 est une demi-coupe axiale d'un rotor de turbine de 20 turboréacteur qui montre la disposition du flasque et des labyrinthes,
selon l'invention, en amont des injecteurs principaux.
L'état de la technique illustré par la figure 1 a été discuté dans
l'introduction et ne nécessite pas d'autres explications.
Sur la figure 2, on a représenté par la référence 1 un rotor de 25 turbine à haute pression disposé en aval d'une chambre de combustion 2, qui comporte un disque de turbine 3 équipé à sa périphérie d'aubes 4, et un flasque 5 disposé en amont du disque 3. Le disque 3 et le flasque 5 délimitent entre eux une cavité 12 alimentée en air de refroidissement via des injecteurs principaux 15 et des trous Il ménagés dans le flasque 5 en 30 regard des injecteurs principaux 15. Les injecteurs principaux 15 sont inclinés par rapport à l'axe de rotation de la turbine afin de diriger l'air fourni dans le sens de rotation du rotor de turbine 1.
Les injecteurs principaux 15 sont alimentés en air prélevé dans le fond de la chambre de combustion au moyen d'un conduit annulaire 13 35 qui comporte une paroi radialement intérieure 13a et une paroi
radialement extérieure 28.
Un deuxième labyrinthe, non montré sur la figure 2, est disposé sous les injecteurs principaux, entre la paroi radialement intérieure 13a et le flasque 5. Une structure annulaire 27 est interposée entre la paroi radialement extérieure 28 du conduit 13 et la partie amont 29 du carter intérieur de la chambre de combustion 2.
Ainsi que cela se voit sur la figure 2, il est prévu, selon l'invention, entre la cavité 23 située en amont du deuxième labyrinthe, et la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1, au-dessus des injecteurs principaux 15, trois labyrinthes radialement espacés, 31, 32 et 10 33, en lieu et place du troisième labyrinthe 24 selon l'état de la technique. Ces trois labyrinthes 31, 32 et 33 comportent chacun une seule léchette, et définissent entre l'enceinte 23, dans laquelle émergent les injecteurs principaux 15 et la cavité de purge amont 2, deux cavités intermédiaires 34et35.
Des dérivations 36 ménagées à travers le conduit annulaire 13
mettent en communication l'enceinte 14 de fond de chambre disposée en aval du deuxième labyrinthe situé sous les injecteurs principaux avec l'enceinte 37 située radialement à l'extérieur du conduit annulaire 13. Des perçages inclinés 38 par rapport à l'axe de rotation du rotor de turbine 1 20 sont ménagés dans la structure annulaire 27 entre l'enceinte 36 et la cavité 35 située immédiatement en amont de la cavité de purge 20. Les perçages 38 sont inclinés dans le sens de rotation du rotor de turbine 1 afin de diminuer la température de l'air de refroidissement de la paroi radialement extérieure du flasque 5.
Du fait que l'air pénétrant dans la cavité 35 à travers les
perçages 38 est prélevé en amont du labyrinthe sous-injecteurs, la pression dans la cavité 35 est augmentée et le débit de fuite à travers les labyrinthes 31 et 32 est diminué.
Ceci se traduit par une augmentation de la pression dans les
cavités 23 et 12, ce qui est favorable au refroidissement des aubes 4.
Le fait que l'invention remplace un labyrinthe sur-injecteurs 24 selon l'état de la technique, qui comporte trois léchettes, par trois labyrinthes 31, 32, 33 radialement espacés et ayant chacun une seule léchette, permet de simplifier la structure de la partie radialement 35 extérieure du flasque 5. Cette partie se présente sous la forme d'un voile dont l'extrémité radialement extérieure est en appui sur le pied des aubes
4 et sur les dents du disque. Cette disposition permet de diminuer la masse du flasque 5 et supprime le crabotage du flasque 5 sur le disque 3, ce qui augmente la durée de vie du flasque 5 et du disque 3.
Les perçages 38 sont calibrés de manière à réduire le débit de fuite dans la cavité de purge 20, ce qui permet de réduire la
consommation spécifique de 0,1 % environ.

Claims (5)

REVENDICATIONS
1. Turbomachine comportant un dispositif d'étanchéité entre le rotor de turbine (1) et le carter intérieur de la chambre de combustion, ledit rotor de turbine comportant, d'une part, un disque de turbine (3) présentant une bride amont pour sa fixation sur le cône aval d'un compresseur et, d'autre part, un flasque (5) disposé en amont dudit disque et séparé de ce dernier par une cavité (12), ledit flasque présentant un alésage intérieur traversé par la bride amont dudit disque et 10 une bride amont pour sa fixation sur ledit cône aval, un premier circuit d'air solidaire dudit carter intérieur pour délivrer un premier débit d'air de refroidissement dans ladite cavité (12) via des injecteurs principaux (15) et des trous (11) ménagés dans ledit flasque, ledit dispositif d'étanchéité comportant un labyrinthe de décharge entre le cône aval et ledit carter 15 intérieur, un labyrinthe sous-injecteurs principaux disposé entre le flasque et la paroi intérieure du premier circuit d'air et au moins un labyrinthe surinjecteurs disposé entre le flasque et une structure annulaire (27) prévue entre la paroi extérieure du premier circuit d'air et ledit carter intérieur, un deuxième débit d'air de refroidissement circulant dans un deuxième circuit 20 défini par les enceintes délimitées par ledit carter intérieur et ledit rotor, via lesdits labyrinthes, et s'évacuant en partie dans la cavité de purge (20) dudit disque, caractérisée par le fait que le dispositif d'étanchéité comporte en aval des injecteurs principaux, dans le sens de circulation du deuxième 25 débit d'air de refroidissement, au moins trois labyrinthes (31, 32, 33) radialement espacés disposés entre le flasque (5) et la structure annulaire (27).
2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée par le
fait que lesdits trois labyrinthes comportent chacun une seule léchette.
3. Turbomachine selon l'une des revendications 1 ou 2,
caractérisée par le fait que l'une des cavités (35) annulaires comprises entre deux labyrinthes consécutifs (32, 33) parmi lesdits trois labyrinthes est alimentée par un air de refroidissement prélevé dans le deuxième circuit en amont du labyrinthe sous-injecteurs.
4. Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée par le fait que le débit d'air de refroidissement est délivré par des injecteurs secondaires qui le mettent en rotation dans le sens de rotation du rotor.
5. Turbomachine selon la revendication 4, caractérisée par le fait que les injecteurs secondaires sont réalisés sous la forme de perçages
(38) inclinés ménagées dans la structure annulaire (27).
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US10/517,613 US20050201859A1 (en) 2002-06-27 2003-06-25 Gas turbine ventilation circuitry
EP03761639A EP1552111A1 (fr) 2002-06-27 2003-06-25 Circuits de ventilation de la turbine d une turbomachine
CA002490619A CA2490619A1 (fr) 2002-06-27 2003-06-25 Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine
RU2005101887/06A RU2005101887A (ru) 2002-06-27 2003-06-25 Вентиляционные контуры турбины газотурбинного двигателя
PCT/FR2003/001958 WO2004003347A1 (fr) 2002-06-27 2003-06-25 Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine
AU2003253082A AU2003253082A1 (en) 2002-06-27 2003-06-25 Gas turbine ventilation circuitry
JP2004516864A JP2005530956A (ja) 2002-06-27 2003-06-25 ガスタービン通気回路
MA28009A MA27255A1 (fr) 2002-06-27 2004-12-16 Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine.

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Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005028812A1 (fr) * 2003-08-21 2005-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Garniture en labyrinthe d'une turbine a gaz stationnaire
JP2005300145A (ja) * 2004-04-15 2005-10-27 Snecma Moteurs 改良した内側固定フランジを有するターボ機械の環状燃焼室
EP2105581A3 (fr) * 2008-03-24 2012-12-19 United Technologies Corporation Aube avec le joint d'air intérieur intégral
FR3101670A1 (fr) 2019-10-08 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Injecteur pour une turbine haute pression
FR3115562A1 (fr) 2020-10-26 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Injecteur d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine
FR3118891A1 (fr) 2021-01-15 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Fabrication d’un injecteur de turbine par fusion laser sur lit de poudre
FR3126140A1 (fr) 2021-08-11 2023-02-17 Safran Aircraft Engines Flasque d’étanchéité pour turbine de turbomachine
WO2023047055A1 (fr) 2021-09-24 2023-03-30 Safran Aircraft Engines Carter d'injection d'air de refroidissement pour turbine de turbomachine
FR3127518A1 (fr) 2021-09-28 2023-03-31 Safran Helicopter Engines Étage de turbomachine comprenant au moins un anneau d’étanchéité
FR3127979A1 (fr) * 2021-10-11 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Joint axial à léchettes pour turbomachine
FR3129426A1 (fr) 2021-11-19 2023-05-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine à régulation passive du débit de ventilation des injecteurs de turbine

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2861129A1 (fr) * 2003-10-21 2005-04-22 Snecma Moteurs Dispositif de joint a labyrinthe pour moteur a turbine a gaz
GB0412476D0 (en) * 2004-06-04 2004-07-07 Rolls Royce Plc Seal system
EP2963377A3 (fr) 2014-06-30 2016-04-13 Marc Hartmann Appareil de libération de fluide dans l'atmosphère
EP3124742B1 (fr) * 2015-07-28 2018-11-07 MTU Aero Engines GmbH Turbine a gaz
JP6209199B2 (ja) * 2015-12-09 2017-10-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シールフィン，シール構造，ターボ機械及びシールフィンの製造方法
US10408077B2 (en) * 2017-01-26 2019-09-10 United Tehnologies Corporation Gas turbine seal
CN107131009B (zh) * 2017-05-16 2019-02-15 中国科学院工程热物理研究所 一种叶轮机械自锁封严结构及具有其的发动机
CN108716423B (zh) * 2018-05-08 2020-06-02 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气轮机涡轮转静子间鱼嘴封严结构
US11421597B2 (en) 2019-10-18 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector (TOBI) assembly
US11415016B2 (en) * 2019-11-11 2022-08-16 Rolls-Royce Plc Turbine section assembly with ceramic matrix composite components and interstage sealing features
US11598265B2 (en) * 2021-02-03 2023-03-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector
CN116537895B (zh) * 2023-07-04 2023-09-15 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2541371A1 (fr) * 1983-02-22 1984-08-24 Gen Electric Circuit de refroidissement pour moteur a turbine a gaz
EP0501066A1 (fr) * 1991-02-28 1992-09-02 General Electric Company Disque de moteur de turbine avec rainures et ailettes intégrales pour le pompage d'air de refroidissement
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
FR2744761A1 (fr) * 1996-02-08 1997-08-14 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
EP1211381A1 (fr) * 2000-11-30 2002-06-05 Snecma Moteurs Flasque de disque aubagé de rotor et agencement correspondant

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5984630A (en) * 1997-12-24 1999-11-16 General Electric Company Reduced windage high pressure turbine forward outer seal
FR2831918B1 (fr) * 2001-11-08 2004-05-28 Snecma Moteurs Stator pour turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2541371A1 (fr) * 1983-02-22 1984-08-24 Gen Electric Circuit de refroidissement pour moteur a turbine a gaz
EP0501066A1 (fr) * 1991-02-28 1992-09-02 General Electric Company Disque de moteur de turbine avec rainures et ailettes intégrales pour le pompage d'air de refroidissement
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
FR2744761A1 (fr) * 1996-02-08 1997-08-14 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
EP1211381A1 (fr) * 2000-11-30 2002-06-05 Snecma Moteurs Flasque de disque aubagé de rotor et agencement correspondant

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005028812A1 (fr) * 2003-08-21 2005-03-31 Siemens Aktiengesellschaft Garniture en labyrinthe d'une turbine a gaz stationnaire
US7430802B2 (en) 2003-08-21 2008-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Labyrinth seal in a stationary gas turbine
US7862294B2 (en) 2003-08-21 2011-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Labyrinth seal in a stationary gas turbine
JP2005300145A (ja) * 2004-04-15 2005-10-27 Snecma Moteurs 改良した内側固定フランジを有するターボ機械の環状燃焼室
EP1593913A1 (fr) * 2004-04-15 2005-11-09 Snecma Chambre de combustion annulaire de turbomachine à bride interne de fixation améliorée
EP2105581A3 (fr) * 2008-03-24 2012-12-19 United Technologies Corporation Aube avec le joint d'air intérieur intégral
FR3101670A1 (fr) 2019-10-08 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Injecteur pour une turbine haute pression
WO2021069838A1 (fr) 2019-10-08 2021-04-15 Safran Aircraft Engines Injecteur pour une turbine haute pression
FR3115562A1 (fr) 2020-10-26 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Injecteur d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine
FR3118891A1 (fr) 2021-01-15 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Fabrication d’un injecteur de turbine par fusion laser sur lit de poudre
FR3126140A1 (fr) 2021-08-11 2023-02-17 Safran Aircraft Engines Flasque d’étanchéité pour turbine de turbomachine
WO2023047055A1 (fr) 2021-09-24 2023-03-30 Safran Aircraft Engines Carter d'injection d'air de refroidissement pour turbine de turbomachine
FR3127521A1 (fr) 2021-09-24 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Carter d’injection d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine
FR3127518A1 (fr) 2021-09-28 2023-03-31 Safran Helicopter Engines Étage de turbomachine comprenant au moins un anneau d’étanchéité
FR3127979A1 (fr) * 2021-10-11 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Joint axial à léchettes pour turbomachine
FR3129426A1 (fr) 2021-11-19 2023-05-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine à régulation passive du débit de ventilation des injecteurs de turbine

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