FR2942454A1 - Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine. - Google Patents

Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine. Download PDF

Info

Publication number
FR2942454A1
FR2942454A1 FR0951132A FR0951132A FR2942454A1 FR 2942454 A1 FR2942454 A1 FR 2942454A1 FR 0951132 A FR0951132 A FR 0951132A FR 0951132 A FR0951132 A FR 0951132A FR 2942454 A1 FR2942454 A1 FR 2942454A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
blade
propeller
retaining
retaining means
hub
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
FR0951132A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2942454B1 (fr
Inventor
Laurent Lafont
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
Application filed by Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to FR0951132A priority Critical patent/FR2942454B1/fr
Priority to US12/709,793 priority patent/US8496438B2/en
Publication of FR2942454A1 publication Critical patent/FR2942454A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2942454B1 publication Critical patent/FR2942454B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/04—Blade mountings
    • B64C11/06—Blade mountings for variable-pitch blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-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
    • F01D21/045—Shutting-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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322—Blade mountings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/74—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades by turning around an axis perpendicular the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
    • F05D2260/79—Bearing, support or actuation arrangements therefor
    • Y—GENERAL 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une hélice de turbomachine d'aéronef comportant une pluralité d'aubes (1) comprenant chacune un pied (20) monté sur un moyeu (2) rotatif autour d'un axe de rotation de l'hélice (I-I), et a pour but de réduire les risques de perte de l'ensemble de l'aube (1) à la suite de l'impact d'un corps étranger. Pour cela, au moins une aube (1) comprend un moyen (30) de retenue d'aube dans une direction radiale vers l'extérieur, ledit moyen (30) de retenue étant engagé dans un logement (5) de ladite aube (1) débouchant radialement vers l' intérieur au niveau du pied (20) de celle-ci, et fixe en translation dans ladite direction radiale vers l'extérieur.

Description

DISPOSITIF DE RETENUE D'AUBE POUR HELICE DE TURBOMACHINE
DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte à une hélice de turbomachine d'aéronef formée d'un ensemble d'aubes montées sur un support rotatif. L'invention concerne plus particulièrement un dispositif de retenue d'aube sur ledit support. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Classiquement, une turbomachine à hélices de type à open rotor comprend deux hélices contrarotatives présentant chacune une pluralité d'aubes. La turbomachine comprend habituellement une turbine libre à deux rotors contrarotatifs, chaque rotor entraînant en rotation autour de l'axe de rotation de l'hélice un support rotatif sur lequel sont montées les aubes de l'une des hélices. Sur la figure 1 est illustré en coupe longitudinale selon l'axe de rotation de l'hélice un exemple d'une partie d'hélice comportant une aube 1 montée sur un moyeu 2 d'hélice. Il est à noter que l'axe de rotation de l'hélice I-I coïncide ici avec l'axe moteur. Par la suite, on définit un repère orthogonal direct en coordonnées cylindriques (eL, eR, eT) où eL est la direction longitudinale correspondant à l'axe de rotation de l'hélice I-I et orientée dans la direction d'avancement de l'aéronef du fait de la poussée de la turbomachine, eR est la direction radiale d'un point appartenant à la turbomachine, et eT est la direction tangentielle ou circonférentielle en ce point. L'aube 1 comprend une pale 10 qui prolonge un pied d'aube 20 monté sur ledit moyeu 2 d'hélice. Le moyeu 2 est une pièce sensiblement annulaire. Il comporte une pluralité d'orifices traversants suivant la direction radiale eR, chaque orifice logeant le pied de l'aube correspondante. Ladite pale 10 est située de manière à être en contact avec l'air environnant de la turbomachine et s'étend suivant une direction sensiblement parallèle à eR. La pale 10 est délimitée par une coque 11 dont la forme générale présente un profil aérodynamique. La coque 11 enveloppe une âme structurale creuse 12 qui s'étend suivant une direction sensiblement parallèle à eR. Le pied d'aube 20 est monté pivotant autour d'un axe secondaire II-II parallèle à la direction radiale eR sur le moyeu 2, le mouvement pivotant étant assuré par un système à roulement à billes 3.
Un mécanisme de calage d'aube 40 en incidence est généralement prévu qui permet de modifier l'incidence de l'aube considérée. Le pied 20 est ainsi solidaire, au niveau de sa surface inférieure, d'une tige 41 s'étendant dans la direction radiale eR vers l'intérieur.
Les termes supérieur , inférieur sont ici à comprendre en termes de distance par rapport à l'axe de rotation de l'hélice I-I. De plus, les expressions vers l'extérieur et vers l'intérieur sont à comprendre comme un éloignement radial ou un rapprochement radial vis-à-vis de l'axe de rotation de l'hélice I-I. Plus précisément, la tige 41 comprend habituellement, en son extrémité supérieure, une base de réception qui reçoit la partie inférieure du pied 20. La périphérie de la partie inférieure du pied 20 forme un pignon qui s'égrène dans une roue dentée formée par la base de réception de la tige 41. De plus, la tige 41 comprend en son extrémité 15 inférieure un pignon 42 s'engrenant dans une roue dentée 43 du mécanisme de calage d'aube 40. Ainsi, l'actionnement de la roue dentée 43 du mécanisme de calage d'aube 40 entraîne la rotation de la tige 41, ce qui fait pivoter l'aube 1 pour obtenir 20 l'incidence voulue. Le moyeu d'hélice 2 est bridé entre deux carters coaxiaux, un carter central 50 et un carter inférieur 60, qui délimitent ensemble une veine de flux d'air chaud 80, et est rotatif par rapport à ceux-ci. Un 25 carter supérieur 70 est également prévu qui entoure lesdits carters 50, 60 et le moyeu 2. Il délimite le profil aérodynamique de la turbomachine. Ainsi, l'hélice comprend une partie tournante autour de l'axe de rotation de l'hélice comportant 30 ladite aube montée sur le moyeu, ainsi que le mécanisme de calage d'aube en incidence. Une hélice selon cet exemple de l'art antérieur présente néanmoins l'inconvénient qu'un impact d'un corps étranger contre la pale, tel qu'un oiseau ou un grêlon, ou encore le développement d'une fissure de fatigue ou d'un point de corrosion, entraîne un risque particulièrement élevé de désolidarisation d'une partie de l'aube ou de la totalité. La partie libérée peut alors heurter le fuselage de l'aéronef ou les pales voisines, et provoquer des dégâts d'autant plus importants que la masse des débris est grande. Or, il est à noter que le pied forme la partie la plus massive de l'aube. L'hélice selon la réalisation de l'art antérieur décrite ci-dessus ne permet pas de minimiser les risques de perte de l'aube en général et en particulier du pied de celle-ci. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a principalement pour but de présenter une hélice de turbomachine d'aéronef remédiant au moins en partie aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs à la réalisation de l'art antérieur décrite en référence à la figure 1. Pour ce faire, l'invention a pour objet une hélice de turbomachine d'aéronef, comportant une pluralité d'aubes comprenant chacune un pied monté sur un moyeu rotatif autour d'un axe de rotation de l'hélice. Selon l'invention, au moins une aube comprend un moyen de retenue d'aube dans une direction radiale vers l'extérieur, ledit moyen de retenue étant engagé dans un logement de ladite aube débouchant radialement vers l'intérieur au niveau du pied de celle-ci, et fixe en translation dans ladite direction radiale vers l'extérieur. Ainsi, l'invention procure un moyen supplémentaire permettant de maintenir l'ensemble de l'aube, ou une partie de celle-ci, dans une position radiale déterminée par rapport à l'axe de rotation de l'hélice. En effet, en condition normale de fonctionnement de l'hélice, le maintien de l'aube en sa position radiale est assuré par le fait qu'elle est montée sur le moyeu d'hélice. En cas de rupture d'un élément de l'aube, ou du moyeu lui-même, le moyen de retenue empêche que l'ensemble de l'aube, ou une partie de celle-ci, ne se désolidarise de l'hélice et quitte ladite position radiale de fonctionnement pour aller heurter le fuselage de l'aéronef ou les aubes voisines. Le fait que le moyen de retenue soit engagé à l'intérieur de l'aube permet d'augmenter la rigidité de celle-ci et améliore, en conséquence, sa capacité à résister à l'impact d'un corps étranger. De plus, la portion d'aube qui a tendance à se rompre sous l'effet de l'impact est celle ne comprenant pas ledit moyen de retenue. La portion d'aube comprenant le moyen de retenue reste ainsi maintenue dans sa position radiale, ce qui permet notamment de contrôler la masse de portion d'aube désolidarisée et de s'assurer que celle-ci ne représente pas de danger pour le fuselage de l'aéronef ou les aubes voisines. De préférence, l'hélice comprend un support de moyeu d'hélice disposé vers l'intérieur par rapport audit moyeu d'hélice, éventuellement fixe en rotation par rapport audit moyeu. Ledit moyen de retenue peut être monté en une extrémité supérieure sur ladite aube et en une extrémité inférieure opposée sur ledit moyeu d'hélice ou sur ledit support de moyeu d'hélice, de manière à éviter tout déplacement sensiblement radial vers l'extérieur dudit moyen de retenue. D'une manière générale, ledit moyen de retenue peut être monté, en son extrémité inférieure, sur tout élément fixe ou mobile en rotation de l'hélice, et disposé sensiblement suivant la direction radiale vers l'intérieur par rapport audit pied de l'aube. Dans le cas où le moyen de retenue est monté sur le carter inférieur, ledit moyen de retenue, traversant ledit moyeu suivant la direction radiale, permet d'assurer également la retenue du moyeu d'hélice, en même temps que la retenue de l'aube. Selon le mode de réalisation préféré, ladite aube est montée pivotante autour de ladite direction radiale sur ledit moyeu d'hélice, et l'hélice comprend un mécanisme de calage d'aube en incidence. Ledit moyen de retenue est une tige, de préférence rigide, dont l'extrémité inférieure coopère avec ledit mécanisme de calage d'aube en incidence. De préférence, le moyen de retenue comporte une partie de butée disposée radialement vers l'intérieur par rapport audit moyeu d'hélice ou support de moyeu d'hélice sur lequel ladite extrémité inférieure est montée, ladite partie de butée étant destinée à venir au contact d'une surface formant butée dudit moyeu d'hélice ou support de moyeu d'hélice lors d'une sollicitation en déplacement du moyen de retenue suivant ladite direction radiale vers l'extérieur. Avantageusement, ladite aube comprend une pale prolongeant ledit pied. Ledit logement traverse le pied selon ladite direction radiale et se prolonge à l'intérieur de ladite pale suivant une direction sensiblement radiale vers l'extérieur, ledit moyen de retenue étant engagé sur toute la longueur dudit logement.
Avantageusement, ledit moyen de retenue est monté, au niveau de son extrémité supérieure, sur ladite pale par l'intermédiaire d'un moyen de fixation traversant de manière sensiblement transversale ladite pale et ladite extrémité supérieure du moyen de retenue.
Ledit moyen de fixation peut être un axe ou une goupille. Ledit moyen de retenue s'étend, de préférence, à l'intérieur de ladite aube suivant ladite direction radiale vers l'extérieur sur une distance comprise entre 0,2 et 0,6 fois la longueur de ladite aube. Selon un autre mode de réalisation de l'invention, ledit moyen de retenue est un ou plusieurs câbles. L'invention concerne également une turbomachine d'aéronef comprenant au moins une hélice selon l'une quelconque des caractéristiques précédentes. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS On décrira à présent, à titre d'exemples non limitatifs, des modes de réalisation de l'invention, en se référant aux dessins annexés, dans lesquels : La figure 1, déjà décrite, est une vue schématique en coupe longitudinale selon l'axe de rotation de l'hélice d'une partie d'hélice comprenant une aube selon l'art antérieur ; La figure 2 est une vue schématique en coupe longitudinale selon l'axe de rotation de l'hélice d'une partie d'hélice comprenant une aube munie d'un moyen de retenue selon le mode de réalisation préféré de l'invention ; La figure 3 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une étape d'assemblage de la partie d'hélice représentée sur la figure 2 ; Les figures 4A et 4B sont des vues schématiques détaillées en coupes transversale (figure 4A) et longitudinale (figure 4B) de la première extrémité du moyen de retenue de la partie d'hélice de la figure 2, montée sur la pale par un axe de fixation, en position normale de sécurité ; Les figures 5A et 5B sont des vues schématiques détaillées en coupes transversale (figure 5A) et longitudinale (figure 5B) de la première extrémité du moyen de retenue de la partie d'hélice de la figure 2, montée sur la pale par un axe de fixation, à la suite de l'impact d'un corps étranger ; La figure 6 est une vue en perspective d'une partie d'hélice selon un second mode de réalisation de l'invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PREFERE La figure 2 illustre une partie d'hélice de turbomachine d'aéronef selon le mode de réalisation préféré de l'invention. Cette partie d'hélice comprend des éléments identiques ou similaires à ceux de la partie d'hélice illustrée sur la figure 1 relative à l'art antérieur, désignés par des références numériques identiques à celles de la figure 1. La partie d'hélice selon la figure 2 présente une aube 1 comportant un logement 5 débouchant au niveau du pied 20 de l'aube 1 et qui s'étend à l'intérieur de l'aube 1 sur une portion de celle-ci, vers l'extérieur selon une direction sensiblement parallèle à eR. Selon le mode de réalisation préféré de l'invention, le logement 5 traverse le pied 20 suivant la direction radiale eR et s'étend dans une portion de la pale prolongeant ledit pied. Plus précisément, le logement 5 s'étend à l'intérieur de l'âme structurale creuse 12, sur une portion de celle-ci. A l'intérieur dudit pied, le logement 5 est situé suivant l'axe de révolution de la forme générale du pied 20. L'aube 1 est munie d'un moyen 30 de retenue d'aube dans la direction radiale vers l'extérieur. Le moyen 30 de retenue est, selon ce mode de réalisation, une tige rigide. Ledit moyen 30 de retenue est engagé à l'intérieur dudit logement 5. Plus précisément, le moyen 30 de retenue comporte une portion supérieure 31 logée dans ledit logement 5, et une portion inférieure 32, située hors dudit logement 5, qui s'étend à partir de la portion supérieure 31. Le moyen 30 de retenue est fixe en translation dans ladite direction radiale eR vers l'extérieur.
Le moyen 30 de retenue comporte une extrémité supérieure 33, au niveau de la portion supérieure 31, montée sur la pale 10 par l'intermédiaire d'un axe de fixation 4, de manière à empêcher tout déplacement relatif de la pale 10 vis-à-vis du moyen 30 de retenue.
L'extrémité supérieure 33 du moyen 30 de retenue comprend un orifice traversant 35 (voir figure 4A). Cet orifice 35 du moyen 30 de retenue est situé en regard d'un orifice 15 traversant la pale 10 de l'extrados 16 à l'intrados 17.
Ces deux orifices 15, 35 sont agencés l'un en regard de l'autre, de manière à loger ensemble ledit axe de fixation 4 assurant le montage du moyen 30 de retenue sur la pale 10. L'axe de fixation 4 peut être fixe ou démontable.
Alternativement audit axe de fixation, une goupille, un rivet, ou tout autre organe de fixation peut être utilisé. Le moyen 30 de retenue présente également une extrémité inférieure 34 opposée, située au niveau de sa portion inférieure 32. Par ailleurs, le moyeu 2 est supporté par un carter inférieur 60 disposé radialement vers l'intérieur par rapport audit moyeu 2. Ledit moyen 30 de retenue est monté, en son extrémité inférieure 34, sur ledit carter inférieur 60, de manière à éviter tout éloignement radial vers l'extérieur dudit moyen 30 de retenue. Dans le cas particulier de ce mode de réalisation, le carter inférieur 60 est ici fixe par rapport au moyeu 2. Alternativement, il peut également être rotatif autour de l'axe de rotation de l'hélice I-I, et tourner à une vitesse angulaire égale ou différente de celle du moyeu 2. Ladite extrémité inférieure 34 du moyen 30 de retenue traverse le carter inférieur 60 au niveau d'une partie de maintien 61 de celui-ci, de forme en U orientée vers l'intérieur. La partie de maintien 61 présente un orifice 62 qui s'étend de manière circonférentielle autour dudit axe 15 de rotation de l'hélice I-I. L'extrémité inférieure 34 du moyen 30 de retenue comporte une partie de butée 36, de forme sensiblement annulaire, en saillie par rapport à la surface adjacente de ladite extrémité inférieure 34. 20 La bordure dudit orifice 62 présente une surface formant butée 63 située radialement vers l'extérieur par rapport à ladite partie de butée 36 du moyen 30 de retenue. Ainsi, lors de l'impact d'un volatile ou de tout 25 autre corps étranger, le moyen 30 de retenue subit une sollicitation en translation sensiblement radiale vers l'extérieur. La partie de butée 36 du moyen 30 de retenue est alors en contact contre la surface de butée 63 du carter inférieur 60 et empêche ainsi tout 30 éloignement radial du moyen 30 de retenue, et donc de l'aube 1, vers l'extérieur.
Par ailleurs, le moyen 30 de retenue est adapté pour modifier le calage de l'aube 1 en incidence. Pour cela, l'extrémité inférieure 34 du moyen 30 de retenue comprend un pignon 37 ou similaire égrenant une roue dentée 43 d'un mécanisme de calage de l'aube en incidence 40. Le pignon 37 est situé radialement vers l'intérieur par rapport à ladite partie de butée 36 du moyen 30 de retenue.
Ainsi, lorsque la roue dentée 43 du mécanisme de calage 40 de l'aube entraîne en rotation le pignon 37 du moyen 30 de retenue, ledit moyen 30 de retenue pivote autour de la direction radiale eR. Du fait que le pied 20 de l'aube est monté pivotant sur le moyeu 2 et que le moyen 30 de retenue, en son extrémité supérieure 33, est monté sur la pale 10, le pivotement du moyen 30 de retenue entraîne en pivotement ladite aube 1. Par ailleurs, le moyen 30 de retenue s'étend à l'intérieur de l'aube 1 sur une distance comprise entre 0,2 et 0,6 fois la longueur totale de celle-ci selon la direction radiale eR. De préférence, cette distance égale environ 0,4 fois ladite longueur totale de l'aube 1.
Ainsi, la portion de l'aube 1 recevant le moyen 30 de retenue est rigidifiée par la présence du moyen 30 de retenue. Dans le cas de l'impact d'un corps étranger, la portion de l'aube 1 qui pourrait encore se désolidariser est celle ne recevant pas le moyen 30 de retenue. Aussi, la masse de la portion désolidarisée est alors connue. La longueur du moyen 30 de retenue à l'intérieur de l'aube 1 est définie de manière à obtenir une masse de portion d'aube désolidarisée ne présentant pas de danger pour les pièces environnantes de l'aéronef. De plus, dans le but de localiser l'axe 4 dans la zone de forte épaisseur de la pale, le moyen 30 de retenue présente une forme générale légèrement courbée vers l'avant au niveau de sa portion supérieure 31, et plus précisément au niveau de son extrémité supérieure 33. Les termes avant et arrière font référence à la direction d'avancement de l'aéronef résultant de la poussée de la turbomachine, cette direction étant représentée par la flèche eL. La figure 3 illustre une étape d'assemblage de ladite aube 1 sur le moyeu 2 et le moyen 30 de retenue. Le procédé d'assemblage de l'aube 1 est particulièrement aisé. Dans une première étape, le moyen 30 de retenue est monté sur le carter inférieur 60, de manière à traverser radialement vers l'extérieur le moyeu 2 d'hélice. Puis, on approche l'aube 1 du moyeu 2 de manière à introduire le moyen 30 de retenue dans le logement 5 de l'aube 1. Ensuite, le pied 20 de l'aube est monté sur le moyeu 2 par l'intermédiaire du système de roulement à billes 3, tandis que l'axe de fixation 4 est introduit au travers de la pale 10 et de l'extrémité supérieure 33 du moyen 30 de retenue.
Les figures 4A et 4B montrent une partie de la pale 10 et du moyen 30 de retenue, au niveau de l'axe de fixation 4, en position normale de fixation. La figure 4A est une vue en coupe transversale et la figure 4B est la vue de l'axe de fixation que peut avoir par exemple un agent de maintenance. La bordure de l'orifice 15 de la pale 10 comprend une partie formant siège 18 recevant la tête 6 de l'axe de fixation 4.
La partie formant siège 18 est revêtue d'un revêtement de couleur distincte de son environnement, en particulier de la couleur de la surface extérieure de la tête 6 de l'axe de fixation. La tête 6 de l'axe de fixation et la partie formant siège 18 de la bordure de l'orifice 15 de la pale 10 présentent chacune un diamètre tel qu'en position normale de fonctionnement, la tête 6 de l'axe de fixation recouvre sensiblement la partie formant siège 18. Ainsi, la couleur de la partie formant siège 18 n'est pas visible de la part d'un agent de maintenance qui regarderait l'axe de fixation en position. Les figures 5A et 5B illustrent les mêmes éléments que ceux représentés sur les figures 4A et 4B, à la suite d'une rupture d'un élément de pale ou du moyeu.
La pale a subit une sollicitation en translation sensiblement radiale vers l'extérieur, qui a entraîné un petit déplacement radial. Le moyen 30 de retenue a ici permis que la pale 10 ne soit pas désolidarisée du carter inférieur 60.
Le petit déplacement radial de la pale 10 a rendu visible de la part d'un agent de maintenance la couleur de la partie formant siège 18 de l'orifice 15 de la pale 10. Ainsi, ce critère de sécurité permet de s'assurer facilement et rapidement du bon état de la pale ou de la nécessité de procéder à une réparation de celle-ci.
En variante non représentée du mode de réalisation préféré de l'invention, le carter inférieur 60 peut être rotatif autour de l'axe de rotation de l'hélice I- I et tourner à une vitesse angulaire égale à celle du moyeu 2. Dans ce cas, l'orifice dans la partie de maintien du carter inférieur 60 ne s'étend pas de manière circonférentielle autour de l'axe de l'hélice I-I, mais présente une forme circulaire coaxiale à celle du moyen 30 de retenue. Selon une autre variante non représentée du mode de réalisation préféré de l'invention, le moyen 30 de retenue est bloqué en translation vers l'extérieur sur le moyeu d'hélice et non plus sur le carter inférieur. Le moyeu 2 comprend alors un orifice traversé par le moyen 30 de retenue, dont la bordure comporte une surface formant butée. Cette surface formant butée est disposée à proximité, ou en contact, de la partie de butée du moyen de retenue, dans la direction radiale vers l'extérieur. Par ailleurs, l'extrémité inférieure du moyen 30 de retenue comporte un pignon tel que décrit précédemment, pour coopérer avec un mécanisme de calage d'aube en incidence.
Enfin, selon une autre variante, le logement prévu à l'intérieur de l'aube 1 peut s'étendre uniquement à l'intérieur du pied 20, sans se prolonger à l'intérieur de la pale 10. L'extrémité supérieure du moyen 30 de retenue est alors montée fixement sur ledit pied, à l'intérieur de celui-ci. Un axe de fixation traversant transversalement le pied et le moyen de retenue, similaire à ce qui a été décrit précédemment, permet d'assurer le blocage en translation radiale vers l'extérieur de l'aube vis-à-vis du moyen de retenue.
La figure 6 est une vue en perspective d'une partie d'aube munie d'un moyen 30 de retenue, selon un deuxième mode de réalisation de l'invention.
Le moyen 30 de retenue est une pluralité de câbles, de préférence souples, fixés en leur extrémité supérieure 33 à l'aube et en leur extrémité inférieure 34 au carter inférieur ou au moyeu d'hélice. Ces câbles sont engagés dans un logement 5 qui s'étend, sur la figure 6, à l'intérieur du pied 20 de l'aube et qui débouche au niveau de la surface inférieure de celui-ci. Alternativement, le logement 5 peut traverser le pied 20 suivant la direction radiale et s'étendre à l'intérieur de l'aube 1, tel que décrit dans le mode de réalisation préféré. Les câbles sont alors fixés en leur extrémité supérieure 33 à la pale 10. L'aube peut pivoter suivant la direction radiale sous l'actionnement d'un mécanisme de calage d'aube en incidence. Ce mécanisme comprend alors une tige telle que décrite en référence à la réalisation de l'art antérieur de la figure 1. Les câbles 30 peuvent alors être disposés autour de ladite tige et de manière à s'étendre le long de celle- ci. Alternativement, la tige du mécanisme de calage peut être creuse et recevoir les câbles de retenue. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. Par ailleurs, l'invention s'applique également aux turbopropulseurs, aux turbomoteurs, de préférence de type open rotor .15

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Hélice de turbomachine d'aéronef, comportant une pluralité d'aubes (1) comprenant chacune un pied (20) monté sur un moyeu (2) rotatif autour d'un axe de rotation de l'hélice (I-I), caractérisée en ce qu'au moins une aube (1) comprend un moyen (30) de retenue d'aube dans une direction radiale vers l'extérieur, ledit moyen (30) de retenue étant engagé dans un logement (5) de ladite aube (1) débouchant radialement vers l'intérieur au niveau du pied (20) de celle-ci, et fixe en translation dans ladite direction radiale vers l'extérieur.
  2. 2. Hélice selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite hélice comprend un support (60) de moyeu d'hélice disposé vers l'intérieur par rapport audit moyeu d'hélice (2), ledit moyen (30) de retenue étant monté en une extrémité supérieure (33) sur ladite aube (1) et en une extrémité inférieure (34) opposée sur ledit moyeu d'hélice (2) ou sur ledit support (60) de moyeu d'hélice, de manière à éviter tout déplacement sensiblement radial vers l'extérieur dudit moyen (30) de retenue.
  3. 3. Hélice selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ladite aube (2) est montée pivotante autour de ladite direction radiale sur ledit moyeu d'hélice (2), ladite hélice comprenant un mécanisme de calage d'aube en incidence (40),et en ce que ledit moyen (30) de retenue est une tige dont l'extrémité inférieure (34) coopère avec ledit mécanisme de calage d'aube en incidence (40).
  4. 4. Hélice selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que ledit moyen (30) de retenue comporte une partie de butée (36) disposée radialement vers l'intérieur par rapport audit moyeu d'hélice (2) ou support de moyeu d'hélice (60) sur lequel ladite extrémité inférieure (34) est montée, ladite partie de butée (36) étant destinée à venir au contact d'une surface formant butée (63) dudit moyeu d'hélice ou support de moyeu d'hélice (60) lors d'une sollicitation en déplacement du moyen de retenue (30) suivant ladite direction radiale vers l'extérieur.
  5. 5. Hélice selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que ladite aube (1) comprend une pale (10) prolongeant ledit pied (20), et en ce que ledit logement (5) traverse le pied (20) selon ladite direction radiale et se prolonge à l'intérieur de ladite pale (10) suivant une direction sensiblement radiale vers l'extérieur, ledit moyen (30) de retenue étant engagé sur toute la longueur dudit logement (5).
  6. 6. Hélice selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit moyen (30) de retenue est monté, au niveau de son extrémité supérieure (33), sur ladite pale (10) par l'intermédiaire d'un moyen de fixation (4) traversant de manière sensiblement transversale laditepale (10) et ladite extrémité supérieure (33) du moyen (30) de retenue.
  7. 7. Hélice selon la revendication 6, caractérisée en ce que ledit moyen de fixation (4) est un axe ou une goupille.
  8. 8. Hélice selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisée en ce que ledit moyen (30) de retenue s'étend à l'intérieur de ladite aube (1) suivant ladite direction radiale vers l'extérieur sur une distance comprise entre 0,2 et 0,6 fois la longueur de ladite aube (1).
  9. 9. Hélice selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ledit moyen (30) de retenue est un ou plusieurs câble (s) .
  10. 10. Turbomachine d'aéronef comprenant au moins une hélice selon l'une quelconque des revendications précédentes.
FR0951132A 2009-02-23 2009-02-23 Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine. Active FR2942454B1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0951132A FR2942454B1 (fr) 2009-02-23 2009-02-23 Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine.
US12/709,793 US8496438B2 (en) 2009-02-23 2010-02-22 Blade retaining device for turbo machine propeller

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0951132A FR2942454B1 (fr) 2009-02-23 2009-02-23 Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2942454A1 true FR2942454A1 (fr) 2010-08-27
FR2942454B1 FR2942454B1 (fr) 2012-09-14

Family

ID=41202294

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0951132A Active FR2942454B1 (fr) 2009-02-23 2009-02-23 Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine.

Country Status (2)

Country Link
US (1) US8496438B2 (fr)
FR (1) FR2942454B1 (fr)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2984847A1 (fr) * 2011-12-23 2013-06-28 Ratier Figeac Soc Pale a ancrage redondant dans un moyeu, helice, turbopropulseur et aeronef
WO2016030646A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-03 Snecma Roue aubagée à calages variables
WO2016030645A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-03 Snecma Roue aubagée à calages variables
WO2022096805A1 (fr) * 2020-11-06 2022-05-12 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comprenant un connecteur électrique placé au niveau d'un pivot
WO2023031522A1 (fr) * 2021-08-31 2023-03-09 Safran Aircraft Engines Système de commande du calage angulaire d'une aube d'helice pour une turbomachine d'aeronef

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2943985B1 (fr) 2009-04-07 2011-05-13 Airbus France Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant un anneau de retention d'aubes monte autour du moyeu.
FR2948425B1 (fr) 2009-07-22 2011-09-23 Airbus Operations Sas Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine
EP2535519A3 (fr) 2011-06-14 2014-11-12 Rolls-Royce plc Dispositif de retenue pour pale rotative
GB2491811B (en) * 2011-06-14 2013-10-09 Rolls Royce Plc Mounting system
GB201211133D0 (en) * 2012-06-22 2012-08-08 Rolls Royce Plc A catcher ring arrangement
FR3030444B1 (fr) * 2014-12-22 2017-01-27 Airbus Operations Sas Helice pour turbomachine d'aeronef, comprenant une structure de retention de pales traversee par la partie aerodynamique de chaque pale
US9878501B2 (en) 2015-01-14 2018-01-30 General Electric Company Method of manufacturing a frangible blade
US9243512B1 (en) 2015-01-14 2016-01-26 General Electric Company Rotary machine with a frangible composite blade
US9828862B2 (en) 2015-01-14 2017-11-28 General Electric Company Frangible airfoil
FR3040191B1 (fr) * 2015-08-20 2017-08-11 Airbus Operations Sas Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens ameliores de retention radiale de pale d'helice
FR3050718B1 (fr) * 2016-04-28 2022-02-18 Airbus Operations Sas Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens simplifies de retention radiale de pale d'helice
US11644046B2 (en) * 2018-01-05 2023-05-09 Aurora Flight Sciences Corporation Composite fan blades with integral attachment mechanism
US11092020B2 (en) 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
US10815795B2 (en) * 2018-12-20 2020-10-27 General Electric Company Pre-tension and retention structure for composite fan blade
FR3109569B1 (fr) * 2020-04-23 2022-05-06 Safran Aircraft Engines Pivot d’aube à orientation réglable et à intégrité sauvegardée pour moyeu de soufflante de turbomachine
US11073030B1 (en) 2020-05-21 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for gas turbine engines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1503480A1 (de) * 1965-01-29 1970-07-02 Kuehnle Kopp Kausch Ag Verstellbare Laufschaufel fuer axiale Stroemungsmaschinen
GB2051967A (en) * 1979-05-22 1981-01-21 Colchester Woods Variable Pitch Axial Flow Fan Impeller
FR2601069A1 (fr) * 1986-07-02 1988-01-08 Rolls Royce Plc Turbine.
US5022824A (en) * 1988-10-07 1991-06-11 United Technologies Corporation Pinned airfoil propeller blade
DE4015207C1 (en) * 1990-05-11 1991-10-17 Mtu Muenchen Gmbh Bearing for aircraft engine rotor blade - incorporates torsional tie rod in compact design

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2302054A (en) * 1942-11-17 Automatic variable pitch sheet met
US1454977A (en) * 1921-02-18 1923-05-15 Middleton Thomas Metal propeller for aeroplanes, dirigibles, balloons, and the like
US1449685A (en) * 1922-02-18 1923-03-27 Luther Carl Engine-cooling fan
US1769801A (en) * 1924-11-15 1930-07-01 Hamilton Standard Propeller Co Propeller
US3480373A (en) * 1966-11-01 1969-11-25 Cooling Dev Ltd Fans
US4524499A (en) * 1981-11-16 1985-06-25 Trw Inc. Method of fabricating an aircraft propeller assembly with composite blades
US6155784A (en) * 1997-01-09 2000-12-05 Cartercopters, Llc. Variable pitch aircraft propeller
GB0712561D0 (en) * 2007-06-28 2007-08-08 Rolls Royce Plc A blade mounting
EP2025947B1 (fr) * 2007-07-31 2013-02-27 R.E.M. Holding S.R.L. Système de connexion de profil de moyeu pour ventilateur axial et ventilateur axial doté de ce système de connexion

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1503480A1 (de) * 1965-01-29 1970-07-02 Kuehnle Kopp Kausch Ag Verstellbare Laufschaufel fuer axiale Stroemungsmaschinen
GB2051967A (en) * 1979-05-22 1981-01-21 Colchester Woods Variable Pitch Axial Flow Fan Impeller
FR2601069A1 (fr) * 1986-07-02 1988-01-08 Rolls Royce Plc Turbine.
US5022824A (en) * 1988-10-07 1991-06-11 United Technologies Corporation Pinned airfoil propeller blade
DE4015207C1 (en) * 1990-05-11 1991-10-17 Mtu Muenchen Gmbh Bearing for aircraft engine rotor blade - incorporates torsional tie rod in compact design

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9366155B2 (en) 2011-12-23 2016-06-14 Ratier Figeac Blade with redundant anchoring in a hub, propeller, turboprop engine and aircraft
FR2984847A1 (fr) * 2011-12-23 2013-06-28 Ratier Figeac Soc Pale a ancrage redondant dans un moyeu, helice, turbopropulseur et aeronef
GB2543725B (en) * 2014-08-29 2020-05-20 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
GB2544449B (en) * 2014-08-29 2020-12-02 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
FR3025247A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-04 Snecma Roue aubagee a calages variables
WO2016030645A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-03 Snecma Roue aubagée à calages variables
GB2543725A (en) * 2014-08-29 2017-04-26 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
GB2544449A (en) * 2014-08-29 2017-05-17 Safran Aircraft Engines Variable-pitch bladed disc
WO2016030646A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-03 Snecma Roue aubagée à calages variables
FR3025246A1 (fr) * 2014-08-29 2016-03-04 Snecma Roue aubagee a calages variables
US11046424B2 (en) 2014-08-29 2021-06-29 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
US11772777B2 (en) 2014-08-29 2023-10-03 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
US11591913B2 (en) 2014-08-29 2023-02-28 Safran Aircraft Engines Variable pitch bladed disc
FR3116081A1 (fr) * 2020-11-06 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comprenant un connecteur électrique placé au niveau d’un pivot
WO2022096805A1 (fr) * 2020-11-06 2022-05-12 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comprenant un connecteur électrique placé au niveau d'un pivot
WO2023031522A1 (fr) * 2021-08-31 2023-03-09 Safran Aircraft Engines Système de commande du calage angulaire d'une aube d'helice pour une turbomachine d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
FR2942454B1 (fr) 2012-09-14
US20100215499A1 (en) 2010-08-26
US8496438B2 (en) 2013-07-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2942454A1 (fr) Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine.
EP2456665B1 (fr) Dispositif de retenue d'aube pour helice de turbomachine.
EP2028375B1 (fr) Soufflante pour turbomachine d'aéronef comprenant une bride d'équilibrage masquée par le cône d'entrée
CA2752487C (fr) Temoin d'erosion pour roue de compresseur
EP2376790B1 (fr) Aube a calage variable pour etage de redresseur, comprenant une plateforme interne non circulaire
EP2417024B1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant un anneau de retention d'aubes monte autour du moyeu
FR3032941A1 (fr) Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef
EP3074639B1 (fr) Soufflante, en particulier pour une turbomachine, et flasque pour ladite soufflante
FR3050721A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees
FR2943984A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant un moyeu support d'aubes scinde en deux portions annulaires montees l'une sur l'autre.
WO2022018380A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'une helice et d'aubes de stator supportees par des moyens de maintien et turbomachine correspondante
EP4143421A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
WO2012110735A1 (fr) Dispositif de blocage circonferentiel d'aubes pour turbomachine, a deploiement radial par mouvement de rotation d'un organe du dispositif
EP3756994A1 (fr) Helice d'avancement munie de pales interchangeables et procede de montage de pales interchangeables sur une helice d'avancement
FR2953252A1 (fr) Secteur de distributeur pour une turbomachine
FR2942645A1 (fr) Aubes de soufflante a calage cyclique applique par une piste de guidage.
FR3085712A1 (fr) Aube de roue mobile pour turbomachine d'aeronef, presentant un talon decouple de la pale de l'aube
FR3040191A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens ameliores de retention radiale de pale d'helice
WO2024033587A1 (fr) Ensemble comportant un anneau et un manchon de support pivotant de pied d'aubes a calage variable, turbomachine equipee d'un tel ensemble et procede de demontage d'un tel ensemble
EP3935273B1 (fr) Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor
FR2942644A1 (fr) Aubes de soufflante a calage cyclique.
EP4363313A1 (fr) Helice pour une turbomachine d'aeronef avec une aube a calage variable et un dispositif de contrepoids a engrenage
FR3050718A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens simplifies de retention radiale de pale d'helice
FR3054527B1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant un bouclier de protection contre un eclatement moteur, monte sur le carter d'un module de turbomachine
FR3029962B1 (fr) Blocage axial des aubes dans une roue 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: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 16