FR2914362A1 - Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef. - Google Patents

Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef. Download PDF

Info

Publication number
FR2914362A1
FR2914362A1 FR0754160A FR0754160A FR2914362A1 FR 2914362 A1 FR2914362 A1 FR 2914362A1 FR 0754160 A FR0754160 A FR 0754160A FR 0754160 A FR0754160 A FR 0754160A FR 2914362 A1 FR2914362 A1 FR 2914362A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
debris
aircraft
deform
geometry
energetically
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR0754160A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2914362B1 (fr
Inventor
Gilles Weyland
Bernadette Dulay
David Hardy
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to FR0754160A priority Critical patent/FR2914362B1/fr
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to JP2010500337A priority patent/JP2010523863A/ja
Priority to CA002681365A priority patent/CA2681365A1/fr
Priority to EP08788083A priority patent/EP2129876A2/fr
Priority to BRPI0808617-6A priority patent/BRPI0808617A2/pt
Priority to US12/594,055 priority patent/US20100101205A1/en
Priority to CN2008800110061A priority patent/CN101652536B/zh
Priority to PCT/FR2008/050557 priority patent/WO2008135699A2/fr
Priority to RU2009140136/06A priority patent/RU2009140136A/ru
Publication of FR2914362A1 publication Critical patent/FR2914362A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2914362B1 publication Critical patent/FR2914362B1/fr
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)

Abstract

L'objet de l'invention est un dispositif de protection pour traiter au moins un débris provenant d'un étage de compresseur ou de turbine d'une motorisation d'aéronef, caractérisé en ce qu'il est de type ponctuel et disposé de manière à être sécant avec la trajectoire privilégiée dudit débris et a une géométrie permettant au moins de dévier les débris les plus énergétiques.

Description

DISPOSITIF DE DEVIATION ET DE RETENTION DE DEBRIS DE MOTEUR D'AERONEF
La présente invention se rapporte à un dispositif de déviation et de rétention de débris provenant d'une motorisation d'aéronef, et plus particulièrement des débris issus d'un étage de compresseur ou de turbine de la motorisation. En matière de protection, une première solution consiste à protéger certains éléments dit élément cible en disposant un écran ou une structure forte entre la source potentielle des débris et l'élément cible à proximité dudit élément. L'écran doit être apte à retenir les éléments les plus énergétiques. Selon une autre solution, les organes essentiels ainsi que les circuits de commande d'un aéronef sont généralement ségrégués pour offrir plus de sécurité. A titre d'exemple, un aéronef contient plusieurs circuits hydrauliques et électriques pour assurer une même fonction, de sorte que la perte de l'un de ces circuits (de commande ou de puissance) n'entraînera pas la perte de la fonction elle même. Cette solution largement utilisée conduit à augmenter la masse embarquée et à complexifier la conception de la motorisation, notamment en évitant la juxtaposition des organes principaux et des systèmes de sécurité correspondant. Selon une autre approche, les solutions visent à traiter la ou les sources de débris ou les débris eux-mêmes. Au niveau de la motorisation, il existe essentiellement deux sources de débris à savoir la soufflante à partir de laquelle des pales ou des morceaux de pales peuvent se détacher et le turboréacteur à partir duquel des étages ou des portions d'étages de compresseurs ou de turbines peuvent se détacher.
Concernant la soufflante, une solution consiste à prévoir une ceinture visant à retenir les débris en périphérie de la soufflante. Ainsi, les débris sont cantonnés à l'intérieur de la ceinture et ne peuvent pas atteindre les cibles. Selon cette solution, les caractéristiques des ceintures, notamment les dimensions et les matériaux, sont déterminées afin de retenir les débris les plus énergétiques. La zone d'implantation de la ceinture n'étant pas très sollicitée en matière de température, il est possible d'utiliser des éléments composites et/ou une structure alvéolaire afin de ne pas trop augmenter la masse embarquée. Enfin, la forme continue de la ceinture permet à la fois de contenir un fragment quelque soit son angle d'éjection et d'obtenir une plus grande résistance mécanique que des éléments disjoints. Concernant le turboréacteur, les motoristes tendent à rendre plus sûrs les éléments du moteur afin de réduire les risques de rupture des éléments le constituant notamment des éléments rotatifs tels que les étages des compresseurs ou des turbines. Cette solution conduit à augmenter les coefficients de sécurité lors de la conception des pièces, à l'amélioration des matériaux et à prévoir des procédés de réalisation des pièces intégrant des contrôles de qualité plus nombreux et/ou plus poussés. Même si cette solution permet de réduire les risques de rupture, elle ne les annule pas totalement si bien qu'il existe toujours un risque qu'un des éléments des étages des compresseurs et des turbines se détache et endommage une partie de l'aéronef. Une solution pourrait consister à utiliser une ceinture comme pour la soufflante. Cependant cette solution n'est pas facilement envisageable notamment dans la mesure où la zone d'implantation est plus fortement sollicitée en température.
Aussi, pour limiter les effets néfastes d'un éclatement de moteur, les constructeurs d'aéronef utilisent plusieurs solutions visant essentiellement à ségréguer les systèmes pour les rendre plus tolérants, à cacher les systèmes derrière des structures fortes, à limiter les conséquences structurales en créant des chemins d'effort résiduels après impact par exemple, ceci de manière très encadrée par le règlement aéronautique et en considérant en général une énergie infinie pour les débris. Aussi, la présente invention vise à pallier aux inconvénients de l'art antérieur en proposant un dispositif de déviation et de rétention de débris d'une motorisation d'aéronef visant à rendre plus flexible les choix d'architecture, en gardant l'objectif de rendre l'aéronef plus sûr, tout en n'augmentant pas de manière excessive la masse embarquée. A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif de protection pour traiter au moins un débris provenant d'un étage de compression ou de turbine d'une motorisation d'aéronef, caractérisé en ce qu'il est de type ponctuel et disposé de manière à être sécant avec la trajectoire privilégiée dudit débris et a une géométrie permettant au moins de dévier les débris les plus énergétiques pour protéger l'aéronef dans des secteurs angulaires prédéfinis.
D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui va suivre de l'invention, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés sur lesquels - la figure 1 est une coupe longitudinale d'un ensemble propulsif d'un aéronef, - la figure 2 est une vue en perspective d'une motorisation équipée d'un dispositif selon une première variante de l'invention, - la figure 3 est une vue en perspective d'une motorisation équipée d'un dispositif selon une autre variante de l'invention, - la figure 4 est une vue de côté illustrant en détails les moyens de fixation 25 du dispositif de la figure 2, - la figure 5 est une vue en perspective d'une motorisation équipée d'un dispositif selon une autre variante de l'invention, - la figure 6 est une vue en perspective d'une motorisation équipée d'un dispositif selon une autre variante de l'invention, - la figure 7 est une vue latérale illustrant en détails une autre variante du dispositif de l'invention, et - la figure 8 est un schéma illustrant une autre zone d'implantation d'un dispositif selon l'invention. Sur la figure 1, il est représenté un ensemble propulsif 10 d'un aéronef, également appelé turboréacteur, relié grâce à des moyens de liaison à un aéronef, notamment grâce à un mât 12 sous une voilure 14 d'aéronef. Il comprend un moteur 16 avec d'une part une soufflante comportant un rotor 18 muni de pales et un stator 20 muni d'aubes, et d'autre part, un conduit primaire 22 dans lequel sont disposés selon le sens d'écoulement de l'air 24, des étages de compresseurs 26, une chambre de combustion 28 et des étages de turbines 30. Le moteur 16 est disposé dans une nacelle 32 qui comprend en amont de la soufflante une entrée d'air 34 et en aval du stator de la soufflante un conduit secondaire 36. Comme illustré sur les figures, le moteur comprend une première partie à l'avant au niveau de laquelle est prévue la soufflante, et une seconde partie à l'arrière au niveau de laquelle sont disposés les étages de compression, la chambre de combustion ainsi que les étages des turbines, ladite partie ayant un diamètre relativement plus petit que la partie avant et étant plus fortement sollicitée en température et soumise à des températures égales ou supérieures à 300 C. En matière de protection, une ceinture peut-être prévue autour de la soufflante visant à retenir une pale ou un morceau de pale susceptible de se détacher de la soufflante. Les caractéristiques mécaniques de cette ceinture sont déterminées de manière à pouvoir retenir les débris les plus énergétiques.
Les étages de compresseurs 26, et les étages de turbines 30 se présentent sous la forme de disques comportant des ailettes, susceptibles de pivoter selon l'axe de l'arbre du moteur 16 matérialisé par l'axe référencé 38. Comme pour la soufflante, des parties des éléments en mouvement du moteur 16, notamment des étages des compresseurs et des turbines, peuvent se détacher ou rompre de manière accidentelle et former des débris susceptibles d'endommager une autre partie de l'aéronef. Contrairement aux débris issus de la soufflante qui ont des mouvements aléatoires, le demandeur a relevé après observations que les débris issus des étages de compresseurs et de turbines ont dans la majorité des cas une cinématique particulière, notamment ces débris pivotent sur eux-mêmes et ont une trajectoire dite privilégiée. Selon l'invention, l'ensemble propulsif comprend un dispositif 40 dans l'environnement du moteur, non circonférentiel, mais de type ponctuel et a une géométrie permettant au moins de dévier les débris les plus énergétiques. Contrairement à une ceinture, le dispositif 40 de l'invention ne s'étend pas sur toute la circonférence du moteur en périphérie de l'élément rotatif. Ainsi, selon l'invention, le dispositif 40 est de type ponctuel et occupe une zone restreinte. Le dispositif est disposé de manière à être sécant avec la trajectoire privilégiée.
Cette configuration permet de pouvoir limiter la masse embarquée. Contrairement aux dispositifs de l'art antérieur, le dispositif 40 de l'invention n'est pas conçu pour retenir les débris les plus énergétiques, mais ses caractéristiques, notamment le ou les matériaux utilisés, ses dimensions et sa position relative par rapport aux débris et à la cible, sont déterminées de manière à dévier les débris les plus énergétiques c'est à dire à absorber seulement une partie de leur énergie. Cette configuration permet de pouvoir limiter la masse embarquée. Des débris moins énergétiques sont retenus par le dispositif.
Avantageusement, le dispositif est réalisé à partir de matériaux adaptés pour supporter des températures de l'ordre de 300 à 400 C ou plus. Dans la mesure où le dispositif est de type ponctuel et conçu pour dévier les débris les plus énergétiques et non les retenir, il convient d'utiliser des matériaux résistants aux hautes températures, sans toutefois augmenter de manière conséquente la masse embarquée. Le dispositif 40 comprend d'une part au moins une partie déformable 42, et d'autre part, des moyens de liaison 44 au moteur ou à la nacelle, voire à l'aéronef. Selon les variantes, les moyens de liaison 44 relient le dispositif de l'invention au moteur, notamment aux viroles prévues en périphérie du moteur, comme illustré sur les figures 2, 3, 5 et 6, ou au carénage délimitant la paroi intérieure du conduit secondaire de la nacelle comme illustré sur la figure 8. Avantageusement, les moyens de liaison 44 absorbent une partie de l'énergie produite lors du choc d'un débris grâce notamment aux matériaux utilisés pour les moyens de liaison et/ou aux dimensionnements des moyens de liaison et/ou aux formes des moyens de liaison. De préférence, les moyens de liaison 44 comprennent deux ferrures 46, 46' illustrées en détails sur les figures 4 et 7, disposées de part et d'autre d'au moins ladite partie déformable 42, des moyens de fixation permettant de lier chaque ferrure à l'aéronef et des moyens de fixation permettant de lier chaque ferrure à ladite au moins partie déformable 42. Avantageusement, la partie déformable 42 a une géométrie adaptée pour favoriser la déviation des débris les plus énergétiques et de préférence, pour permettre auxdits débris de rouler sur ladite partie compte tenu de leur forme et de leur mouvement de pivotement sur eux-mêmes. La partie déformable 42 doit avoir en surface au moins au niveau de la zone d'impact probable une grande résistance au cisaillement tout en ayant de préférence à coeur une grande capacité à se déformer.
Avantageusement, la ou les parties déformables 42 sont réalisées en un premier matériau ayant une grande résistance dynamique au cisaillement et en un second matériau ayant une grande capacité à se déformer en dynamique sans rupture. A titre d'exemple, le premier matériau est choisi parmi les matériaux suivants : Titane, Acier fortement alliés tel que par exemple un produit commercialisé sous la marque INCONEL, composite à base de fibres céramiques type CMC.... A titre d'exemple, le second matériau est choisi parmi les matériaux suivants : un produit composite à base de fibres aramides tel que par exemple le produit commercialisé sous la marque KEVLAR, mousses métalliques, nid d'abeille métalliques.... Selon une première variante, la partie déformable 42 peut se présenter sous la forme d'au moins une barre 48, par exemple une seule barre comme illustré sur la figure 2, deux barres comme illustré sur la figure 3 ou un maillage de barres. Avantageusement, la ou les barres sont disposées selon la direction longitudinale, à savoir parallèle à l'axe 38. La barre peut avoir différentes formes de section, par exemple circulaire, triangulaire, carrée ou autre. La barre ou les barres ont deux effets distincts : grâce à la forme de la section de la ou des barres, le débris, en fonction 20 de sa position au moment du choc, sera dévié pour des configurations où le centre de gravité du débris est décalé de celui de la barre. - grâce à sa capacité à se déformer la barre absorbera tout ou partie de l'énergie cinétique du débris. Selon un autre mode de réalisation, la partie déformable peut se présenter sous 25 la forme d'au moins un câble 50, par exemple un seul câble 50 comme illustré sur la figure 5 ou un filet 52 formé de câbles 50 comme illustré sur la figure 6. Le câble a des effets sensiblement similaires à ceux de la barre. Il offre en plus la possibilité de grand déplacement avant de se déformer.
Le ou les câbles peuvent avoir des pré déformations, par exemple en forme de S comme illustré sur la figure 6, assurant une faible raideur au moment de l'impact, susceptible d'augmenter avec la course jusqu'à l'arrêt. D'autres formes peuvent être envisagées comme par exemple au moins une plaque 5 54 ou un empilage de plaques 54 comme illustré sur la figure 7. La plaque pourra être plus ou moins inclinée pour former avec la trajectoire privilégiée un angle favorisant la déviation des débris les plus énergétiques. La ou les plaques procurent deux effets distincts Elle(s) permet(tent) de dévier les débris les plus énergétiques notamment en 10 étant plus ou moins inclinée(s) avec la trajectoire privilégiée des débris. Elle(s) absorbe(nt) tout ou partie de l'énergie cinétique du débris par déformation. La ou les parties déformables 42 peu(ven)t être constituée(s) d'une combinaison de barre(s), de câble(s), de plaque(s). Par exemple, une série de barres 15 juxtaposées parallèles combinées ou décalées avec une plaque, un câble inséré dans une barre ou un matériau absorbant dans une structure creuse comme la barre ou l'empilage de plaque. Même s'il est décrit utilisé pour traiter l'élément coupable en étant disposé à proximité de la source des débris, le dispositif de l'invention pourrait être utilisé 20 pour traiter l'élément cible en étant disposé à proximité de l'élément à protéger des débris. Contrairement à l'art antérieur, l'invention vise à dimensionner les éléments non pas pour des débris avec une énergie infinie mais pour absorber une partie des débris les plus énergétiques. Dans ce cas, même si l'énergie cinétique n'est pas totalement absorbée, en déviant le débris et en se déformant, le dispositif permet d'absorber une partie significative de l'énergie des débris les plus énergétiques si bien que même s'ils ne sont pas retenus l'énergie restante est fortement réduite rendant moins offensifs lesdits débris.

Claims (7)

REVENDICATIONS
1. Dispositif de protection pour traiter au moins un débris provenant d'un étage de compresseur ou de turbine d'une motorisation d'aéronef, caractérisé en ce qu'il est de type ponctuel et disposé de manière à être sécant avec la trajectoire privilégiée dudit débris et a une géométrie permettant au moins de dévier les débris les plus énergétiques.
2. Dispositif de protection selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est réalisé à partir de matériaux adaptés pour supporter des températures de l'ordre de 300 C ou plus.
3. Dispositif de protection selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce 10 qu'il comprend d'une part au moins une partie déformable (42) , et d'autre part, des moyens de liaison (44) à l'aéronef.
4. Dispositif de protection selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite au moins une partie déformable (42) est réalisée en un premier matériau ayant une grande résistance dynamique au cisaillement et en un second matériau 15 ayant une grande capacité à se déformer en dynamique sans rupture.
5. Dispositif de protection selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la partie déformable (42) comprend au moins une barre (48).
6. Dispositif de protection selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisé en ce que la partie déformable (42) comprend au moins un câble (50). 20
7. Dispositif de protection selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que la partie déformable (42) comprend au moins une plaque (54).
FR0754160A 2007-03-30 2007-03-30 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef. Expired - Fee Related FR2914362B1 (fr)

Priority Applications (9)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0754160A FR2914362B1 (fr) 2007-03-30 2007-03-30 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef.
CA002681365A CA2681365A1 (fr) 2007-03-30 2008-03-28 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef
EP08788083A EP2129876A2 (fr) 2007-03-30 2008-03-28 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef
BRPI0808617-6A BRPI0808617A2 (pt) 2007-03-30 2008-03-28 "dispositivo de proteção"
JP2010500337A JP2010523863A (ja) 2007-03-30 2008-03-28 航空機のエンジンからの離脱破片の飛翔偏向兼保持用装置
US12/594,055 US20100101205A1 (en) 2007-03-30 2008-03-28 Device for deflection and retention of aircraft engine debris
CN2008800110061A CN101652536B (zh) 2007-03-30 2008-03-28 一种阻止和偏移飞行器发动机碎片的装置
PCT/FR2008/050557 WO2008135699A2 (fr) 2007-03-30 2008-03-28 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef
RU2009140136/06A RU2009140136A (ru) 2007-03-30 2008-03-28 Устройство для отклонения и задержания обломков двигателя летательного аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0754160A FR2914362B1 (fr) 2007-03-30 2007-03-30 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2914362A1 true FR2914362A1 (fr) 2008-10-03
FR2914362B1 FR2914362B1 (fr) 2012-07-27

Family

ID=38670507

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0754160A Expired - Fee Related FR2914362B1 (fr) 2007-03-30 2007-03-30 Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef.

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20100101205A1 (fr)
EP (1) EP2129876A2 (fr)
JP (1) JP2010523863A (fr)
CN (1) CN101652536B (fr)
BR (1) BRPI0808617A2 (fr)
CA (1) CA2681365A1 (fr)
FR (1) FR2914362B1 (fr)
RU (1) RU2009140136A (fr)
WO (1) WO2008135699A2 (fr)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2467155B (en) 2009-01-26 2011-10-12 Rolls Royce Plc A fan assembly
GB201417415D0 (en) 2014-10-02 2014-11-19 Rolls Royce Plc Fan track liner assembly
FR3139119A1 (fr) * 2022-08-30 2024-03-01 Airbus Operations Ensemble propulsif pour aéronef

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3974313A (en) * 1974-08-22 1976-08-10 The Boeing Company Projectile energy absorbing protective barrier
FR2514823A1 (fr) * 1981-10-16 1983-04-22 Poudres & Explosifs Ste Nale Dispositif de protection contre l'eclatement d'elements rotatifs d'une machine tournante
DE3712829A1 (de) * 1987-04-15 1988-11-03 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring fuer turbotriebwerksgehaeuse
US20020134887A1 (en) * 2001-03-22 2002-09-26 Hersheng Lin Ballistic shield for dual engine single output shaft propulsion system

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2216174B1 (fr) * 1973-02-02 1978-09-29 Norton Co
EP0286815B1 (fr) * 1987-04-15 1991-05-29 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Anneaux de rétention pour carter de turbomachine
CA2042198A1 (fr) * 1990-06-18 1991-12-19 Stephen C. Mitchell Ecran protecteur contre les projectiles
US5431532A (en) * 1994-05-20 1995-07-11 General Electric Company Blade containment system
US5725181A (en) * 1996-05-01 1998-03-10 The Boeing Company Aircraft engine thrust mount
US6059524A (en) * 1998-04-20 2000-05-09 United Technologies Corporation Penetration resistant fan casing for a turbine engine
GB0116988D0 (en) * 2000-08-11 2001-09-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
DE10259943A1 (de) * 2002-12-20 2004-07-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schutzring für das Fan-Schutzgehäuse eines Gasturbinentriebswerks
GB2416192B (en) * 2004-07-14 2006-09-27 Rolls Royce Plc Ducted fan with containment structure
EP1719879B1 (fr) * 2005-05-03 2008-01-30 ABB Turbo Systems AG Dispositif de protection en cas d'éclatement pour compresseur radial
ITMI20062408A1 (it) * 2006-12-14 2008-06-15 Alenia Aermacchi Spa Pannello di protezione per veicoli

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3974313A (en) * 1974-08-22 1976-08-10 The Boeing Company Projectile energy absorbing protective barrier
FR2514823A1 (fr) * 1981-10-16 1983-04-22 Poudres & Explosifs Ste Nale Dispositif de protection contre l'eclatement d'elements rotatifs d'une machine tournante
DE3712829A1 (de) * 1987-04-15 1988-11-03 Mtu Muenchen Gmbh Berstschutzring fuer turbotriebwerksgehaeuse
US20020134887A1 (en) * 2001-03-22 2002-09-26 Hersheng Lin Ballistic shield for dual engine single output shaft propulsion system

Also Published As

Publication number Publication date
FR2914362B1 (fr) 2012-07-27
WO2008135699A2 (fr) 2008-11-13
US20100101205A1 (en) 2010-04-29
RU2009140136A (ru) 2011-05-10
CN101652536A (zh) 2010-02-17
CA2681365A1 (fr) 2008-11-13
BRPI0808617A2 (pt) 2014-09-16
EP2129876A2 (fr) 2009-12-09
WO2008135699A3 (fr) 2009-03-12
CN101652536B (zh) 2012-12-26
JP2010523863A (ja) 2010-07-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1693551B1 (fr) Dispositif de positionnement d'une aube et disque aubage comportant un tel dispositif
EP2088290B1 (fr) Panneau de support d'abradable dans une turbomachine
JP4060856B2 (ja) ケブラー層間に金属発泡体を有するファンケーシング構造
EP2516271B1 (fr) Nacelle incorporant un element de jonction entre une levre et un panneau d'attenuation acoustique
EP1967695B1 (fr) Soufflante de turbomachine et douille pour soufflante de turbomachine
FR3026134B1 (fr) Dispositif pour la fixation d’une entree d’air sur un carter de soufflante d’une nacelle de turboreacteur d’aeronef
FR2565629A1 (fr) Enveloppe amelioree de conduit de soufflante
FR2663412A1 (fr) Bouclier de protection contre les projectiles.
FR2631080A1 (fr) Bague de protection contre l'eclatement pour un carter de groupe propulseur
EP1489268B1 (fr) Agencement de supports de paliers pour arbre tournant d'un moteur d'aéronef et moteur d'aéronef équipé d'un tel agencement
FR2800420A1 (fr) Carter de soufflante pour moteur a turbosoufflante comportant un decoupleur de soufflante
CA2837040C (fr) Procede de renforcement d'une piece mecanique
FR2914362A1 (fr) Dispositif de deviation et de retention de debris de moteur d'aeronef.
EP3501991A1 (fr) Partie antérieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incliné
EP2614225B1 (fr) Treillis hyperstatique de bielles
EP4062034B1 (fr) Aube de soufflante rotative de turbomachine, soufflante et turbomachine munies de celle-ci
EP0886122B1 (fr) Moteur, à propergol solide, de faible vulnérabilité.
EP3554805B1 (fr) Procédé de fabrication d'une cartouche de blindage d'un élément de turbomachine et cartouche de blindage et élément de turbomachine correspondants
CA2877204C (fr) Moteur a turbine a gaz comprenant une piece composite et une piece metallique reliees par un dispositif de fixation souple
FR2877994A1 (fr) Support de palier, et moteur d'aeronef equipe d'un tel support de palier.
FR3004215A1 (fr) Ecran de protection pour carter de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
CA Change of address

Effective date: 20110916

CD Change of name or company name

Owner name: AIRBUS HOLDING, FR

Effective date: 20110916

CJ Change in legal form

Effective date: 20110916

TP Transmission of property

Owner name: AIRBUS HOLDING, FR

Effective date: 20110913

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

ST Notification of lapse

Effective date: 20211105