FR2956876A1 - Module structural et aerodynamique d'un carter de turbomachine et structure de carter comportant une pluralite d'un tel module - Google Patents

Module structural et aerodynamique d'un carter de turbomachine et structure de carter comportant une pluralite d'un tel module Download PDF

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Abstract

Module (16) structurale et aérodynamique pour la réalisation d'un carter de turbomachine comportant deux pales (20,22) s'étendant chacune selon un axe longitudinal, chaque pale comprenant chacune un bord d'attaque (20.1), un bord de fuite (20.2), un bord radialement intérieur (20.3) et un bord radialement extérieur (20.4), ledit module (16) comportant également une plateforme radialement intérieure (26) reliant mécaniquement les bords radialement intérieurs des deux pales (20, 22), et une plateforme radialement extérieure (24) reliant mécaniquement les bords radialement extérieurs des deux pales (20, 22) de sorte que les deux pales (20, 22) et les plateformes radialement extérieure (24) et intérieure (26) délimitent une veine d'écoulement, les deux pales (20, 22) et les plateformes (24, 26) étant réalisées en matériau composite et les deux pales (20, 22) étant fixées sur les plateformes radialement extérieure (24) et intérieure (26) au moyen d'ensembles vis-écrou.

Description

1 MODULE STRUCTURAL ET AERODYNAMIQUE D'UN CARTER DE TURBOMACHINE ET STRUCTURE DE CARTER COMPORTANT UNE PLURALITE D'UN TEL MODULE
DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE ET ART ANTÉRIEUR La présente invention se rapporte à un module structural et aérodynamique d'un carter de turbomachine, par exemple d'un carter intermédiaire d'un turboréacteur double flux d'avion, à une structure de carter comportant une pluralité d'un tel module et à une turbomachine comportant au moins un tel carter. Un turboréacteur comporte classiquement d'amont en aval un compresseur basse pression ou soufflante, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. En outre, le turboréacteur comporte un carter extérieur, un carter intérieur et un carter intermédiaire concentrique aux deux premiers carters et divisant l'espace délimité entre les carters extérieur et intérieur en une veine primaire affectée à la compression puis à la détente des gaz de propulsion et en une veine secondaire dans laquelle circule l'air de dilution.
Le carter intermédiaire remplit une fonction structurale en reliant le moyeu intérieur à la virole externe et en étant apte à supporter les charges en fonctionnement. A cet effet, le carter intermédiaire 2 comporte des bras radiaux rigides reliant le moyeu intérieur à la virole externe. Un redresseur de flux aérodynamique dans l'axe du moteur est également prévu. Ce redresseur est composé d'une pluralité d'aubes fixes, qui sont désignées en terminologie anglaise par les initiales OGV (« Outlet Guide Vanes »). Dans les turboréacteurs classiques, le redresseur de flux ou grilles d'aubes est distinct du carter intermédiaire et est situé en amont de celui-ci. Or, on cherche à réduire la masse des turboréacteurs et par conséquent la masse des éléments les composant. Dans cet objectif, dans les turboréacteurs en cours de développement, on prévoit de confondre le carter intermédiaire et le redresseur de flux afin de supprimer un certain nombre de pièces. Par conséquent, les aubes sont telles qu'elles assurent la fonction structurale des bras radiaux. Des aubes réalisées en matériau métallique 20 permettent de remplir cette fonction. Cependant elles ont une masse élevée. Le document FR 2 685 383 décrit un carter intermédiaire d'une turbomachine comportant des bras structuraux comprenant un élément allongé en matériau 25 composite et des ferrures de fixation dudit élément allongé au moyeu intérieur et à la virole externe. Le corps allongé est réalisé par drapage de plusieurs couches de fibres et comporte un évidement rempli de fibres de soutien dans la direction longitudinale du 30 bras. 3 Les ferrures métalliques sont disposées aux quatre coins de l'élément allongé et sont fixées sur celui-ci par des vis et des écrous. Ce type de carter donne satisfaction d'un point de vue structural, cependant sa réalisation est complexe puisqu'il comporte quatre ferrures par bras structural, ce qui multiplie la fixation de chacun des bras sur le moyeu intérieur et la virole externe. En outre, la masse des ferrures est non négligeable.
C'est par conséquent un but de la présente invention d'offrir un élément de carter intermédiaire de turbomachine ayant une masse réduite et de réalisation simplifiée. EXPOSÉ DE L'INVENTION Le but précédemment énoncé est atteint par un sous-ensemble composé de deux pales en matériau composite reliées au niveau de leur extrémités radiales externe et interne par des plateformes, dont l'une au moins est également en matériau composite, les pales étant connectées mécaniquement aux plateformes par des ensembles vis-écrou sollicités en cisaillement et permettant aux sous-ensembles ainsi formés de supporter les contraintes de traction-compression auxquelles sont soumis classiquement les bras radiaux d'un carter intermédiaire. En d'autres termes, on réalise des doublets d'aubes en matériau composite pour fabriquer un carter intermédiaire remplissant à la fois la fonction structurale classique d'un carter intermédiaire et la fonction aérodynamique classique du redresseur de flux. 4 Outre le gain de masse significatif, la fabrication des carters est simplifiée et le remplacement de pales en cas de détérioration est simplifié. En effet, le retrait et la remise en place d'un module peuvent être effectués directement sous l'aile de l'aéronef sans avoir à déposer le turboréacteur. Un gain de temps important, lors de la maintenance, est donc obtenu. De manière particulièrement avantageuse, on réalise une structure de carter comportant des sous-ensembles selon la présente invention répartis angulairement autour de l'axe de la structure et des aubes métalliques disposées à 6h et 12h destinées à la reprendre les efforts au niveau de la suspension ainsi que la transmission des efforts provenant du moyeu. La présente invention a alors principalement pour objet un module pour la réalisation d'un carter de turbomachine comportant deux pales s'étendant chacune selon un axe longitudinal, chaque pale comprenant chacune un bord d'attaque, un bord de fuite, un bord radialement intérieur et un bord radialement extérieur, ledit module comportant également une plateforme radialement intérieure reliant mécaniquement les bords radialement intérieurs des deux pales, et une plateforme radialement extérieure reliant mécaniquement les bords radialement extérieurs des deux pales de sorte que les deux pales et les plateformes radialement extérieure et intérieure délimitent une veine d'écoulement, les deux pales et au moins l'une des plateformes étant réalisées en matériau composite et les deux pales étant fixées sur les plateformes radialement extérieure et intérieure au moyen d'ensembles vis-écrou. L'axe des vis est avantageusement sensiblement orthogonal aux axes longitudinaux des 5 pales. Les pales et au moins une des plateformes peuvent être réalisées à partir de fibres tissées en trois dimensions. La présente invention a également pour objet une plateforme pour réaliser un module selon la présente invention, destinée à raccorder deux pales au niveau de leurs bords radialement extérieurs ou de leurs bords radialement intérieurs, lesdits bords étant fixés sur la plateforme par des ensembles vis-écrou, ladite plateforme étant en matériau composite. De manière avantageuse, la face radialement extérieure de la plateforme radialement intérieure recrée une veine d'écoulement Les bords latéraux des plateformes en contact avec les faces de pales présentent de préférence un profil correspondant à celui des faces des pales. La présente invention a également pour objet une structure comportant une pluralité de modules selon la présente invention, disposés angulairement sur un moyeu intérieur. Lesdits modules sont avantageusement disposés les uns par rapport aux autres de telle manière que la distance entre deux pales de deux modules adjacents soit sensiblement égale à celle entre deux pales d'un même module. 6 La structure selon la présente invention comporte avantageusement un premier groupe d'au moins une aube métallique en position angulaire à douze heures et un deuxième groupe d'au moins une aube métallique en position angulaire à six heures, les modules selon l'invention étant disposés entre ces deux groupes d'aubes métalliques. Les aubes métalliques sont avantageusement en titane. La structure selon l'invention peut comporter des panneaux aérodynamiques radialement intérieurs et des panneaux aérodynamiques radialement extérieurs disposés entre chaque paire de modules de sorte à recréer des veines d'écoulement. La structure selon l'invention peut également comporter des deuxièmes panneaux aérodynamiques disposés entre chaque paire d'aubes métalliques entre deux plateformes radialement extérieures. La présente invention a également pour 20 objet une turbomachine comportant une telle structure de carter selon la présente invention La turbomachine peut former un turboréacteur double flux, dans lequel la structure de carter forme un carter intermédiaire fixé sur un moyeu 25 intérieur et sur une virole externe. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La présente invention sera mieux comprise à l'aide de la description qui va suivre et des dessins en annexes sur lesquels : 7 - La figure 1 est une vue d'ensemble d'un turboréacteur auquel peut être appliquée la présente invention, - la figure 2 est une vue de face d'un exemple de réalisation d'un carter intermédiaire selon la présente invention monté autour d'un moyeu intérieur et entouré par une virole externe, - la figure 3 est une vue en perspective d'un module selon la présente invention formant une partie du carter de la figure 2, - les figures 4A et 4B sont des vues en perspective d'éléments isolés du module de la figure 3 selon la présente invention, - la figure 5 est une vue en perspective d'un module de deuxième type, - les figures 6A à 6C sont des vues en perspective de panneaux aérodynamiques selon la présente invention, - la figure 7 est une vue en perspective du carter de la figure 2, la virole externe étant omise, - les figures 8A et 8B sont des vues de détail d'exemples de réalisation de la partie radialement extérieure et de la partie radialement intérieure respectivement du carter de la figure 7.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Sur la figure 1, on peut voir une vue d'ensemble d'un turboréacteur double flux. Celui-ci présente un axe longitudinal X et comprend un corps central 2 à l'avant duquel est placée une soufflante 4, ce corps étant entouré par une nacelle annulaire 6. 8 Un moyeu intérieur annulaire 8 est placé autour du corps central 2 et à l'intérieur de la nacelle annulaire 6. A l'intérieur de ce turboréacteur double flux, le flux d'air entrant se divise en un flux primaire I qui traverse un compresseur basse pression 10 dont les aubes sont disposées entre le corps principal 2 et le moyeu intérieur 8, et un flux secondaire II qui passe entre le moyeu intérieur 8 et la nacelle. Le flux secondaire II permet d'augmenter la poussée du turboréacteur. Un carter intermédiaire 12 est situé entre le moyeu intérieur 8 et une virole externe 14 formant la partie intérieure de la nacelle 6. Le carter intermédiaire 12, représenté de face sur la figure 2 et en perspective su la figure 7, va maintenant est décrit en détail. Celui-ci présente un axe longitudinal X' destiné à être aligné avec l'axe du turboréacteur. Le carter intermédiaire selon la présente invention comporte des modules radiaux 16, 18 formant à la fois des aubes aérodynamiques destinées à redresser le flux secondaire et bras structuraux destinés à reprendre les contraintes de traction-compression en fonctionnement. Ces modules radiaux 16, 18 sont répartis autour de l'axe X'. Les modules radiaux sont divisés en deux types, les modules radiaux 16 du premier type sont destinés à reprendre les efforts de traction-compression uniquement et les modules radiaux 18 du deuxième type sont destinés à reprendre les efforts de traction-compression et les efforts au niveau de la suspension du turboréacteur et la transmission des efforts provenant du moyeu intérieur. 9 Des modules radiaux du deuxième type sont disposés aux positions angulaires de douze heures, i.e. au droit des suspensions, et de six heures. Les modules radiaux du premier type 16 sont, quant à eux, disposés autour de l'axe X' entre les positions angulaires douze heures et six heures et six heures et douze heures. Sur la figure 3, on peut voir un détail de réalisation d'un module radial 16 du premier type selon la présente invention. Selon la présente invention, un module radiale du premier type 16 destiné à supporter les efforts de traction et de compression comporte deux pales 20, 22 en matériau composite sensiblement parallèles reliées par une plateforme radialement extérieure 24 et par une plateforme radialement intérieure 26. Les pales 20 et 22 étant sensiblement identiques, seule la pale 20 sera décrite en détail.
La pale 20 comporte un bord d'attaque 20.1, un bord de fuite 20.2, un bord radialement intérieur 20.3 et un bord radialement extérieur 20.4. La pale 20 est réalisée en matériau composite par tissage de fibres en trois dimensions.
La pale 20 peut être creuse ou pleine. Le bord radialement intérieur 20.3 comporte des perçages 28 pour la fixation à la plateforme radialement intérieure 26 (figure 4B). Le bord radialement extérieur 20.4 comporte des perçages 30 pour la fixation à la plateforme radialement extérieure 24 (figure 4A). Dans l'exemple représenté, les perçages 28, 30 sont au nombre de trois répartis le long de chaque bord 20.3, 20.4. Les pales 20, 22 sont fixées sur la plateforme extérieure 24 au niveau de leurs bords radialement extérieures au moyen d'ensembles vis-écrous 32, trois ensembles 32 pour chaque pale 20, 22 dans l'exemple représenté. De manière avantageuse, l'axe des vis est sensiblement orthogonal à la direction radiale des pales afin que les vis soient effectivement sollicitées en cisaillement par les efforts de traction-compression subis par les pales. La plateforme radialement extérieure 24 est avantageusement réalisée en matériau composite, avantageusement avec de fibres tissées en trois dimensions. Les fibres sont par exemple des fibres de carbone et/ou fibres de verre et ou fibres de Kevlar®. La résine est par exemple une résine époxy. Plus particulièrement, la plateforme extérieure 24 a la forme d'un caisson muni d'un fond 34, et de parois latérales 36. Le fond 34 comporte une face 34.1 orientée radialement vers l'intérieur du carter et est destiné à délimiter avec les pales 20, 22 le conduit aérodynamique. La face 34.1 présente donc les propriétés requises pour réaliser cette fonction en termes d'état de surface. Les parois latérales 36 s'étendent vers 30 l'extérieur du carter. Deux parois latérales sont des 11 parois transversales 36.1 à l'axe X' et les deux autres parois 36.2 sont des parois longitudinales'. Les parois 36.2 comportent des perçages 37 recevant les vis pour la solidarisation des pales 20, 22.
Les parois longitudinales 36.2 présentent des faces extérieures conformées de telle sorte que les bords radialement extérieurs des pales, qui présentent un profil incurvé, viennent en contact sensiblement plan avec les faces extérieures des parois longitudinales 36.2. Dans l'exemple représenté et de manière avantageuse, une nervure de rigidification 38 est prévue entre les deux parois longitudinales. Des alésages 40 sont également prévus dans les parois transversales 36.1 débouchant dans leur face radialement extérieure pour permettre la solidarisation de la virole externe. La plateforme radialement intérieure 26 a également la forme d'un caisson comportant un fond 42, dont la face radialement extérieure délimite le conduit aérodynamique, et des parois latérales 44 s'étendant radialement vers l'intérieur. Ces parois 44 comportent deux parois longitudinales 44.2 munies de perçages 47 pour la fixation des pales 20, 22 par leurs bords radialement intérieurs au moyen d'ensembles vis-écrou. Dans l'exemple représenté, le fond présente un profil en rampe reconstituant la veine au niveau du moyeu 8. La paroi transversale 44.1 du côté des bords d'attaque présente une hauteur moindre que la paroi transversale 44.1 du côté du bord de fuite. Dans l'exemple 12 représenté, cette dernière est ajoutée ce qui permet de réduire la masse de la plateforme radialement intérieure. Comme on peut le voir sur la figure 4B, une nervure de rigidification 45 transversale est également prévue. De manière avantageuse, les plateformes sont évidées et/ ou ajourées pour réduire leur masse. Comme pour la plateforme radialement extérieure 24, la plateforme radialement intérieure 26 est avantageusement réalisée en matériau composite avec des fibres tissées en trois dimensions. La plateforme radialement intérieure comporte également deux perçages 46 radiaux pour sa fixation au moyeu 8. Il est à noter, qu'après le montage de la plateforme sur le moyeu au moyen de vis, les perçages et les têtes de vis sont recouvertes d'un matériau, type élastomère pour éviter l'apparition de turbulence.
Lorsque les modules radiaux 16 sont montés sur le moyeu 8, ils sont disposés angulairement de sorte à ce que deux pales consécutives délimitent latéralement des veines d'air sensiblement de même largeur.
Il y a donc des veines V1 délimitées par un seul module radial 16, via ses deux aubes et ses faces des fonds des plateformes 24, 26 et des veines V2 délimitées par deux modules radiaux 16 consécutifs. Dans ce dernier cas, une veine est délimitée latéralement par une pale 20 d'un module 13 radial 16 et par une pale 22 d'un module radial 16 adjacent. Le carter selon la présente invention comporte également des panneaux aérodynamiques radialement intérieurs 48 et radialement extérieurs 50 représentés sur les figures 6A et 6B respectivement, disposés angulairement entre deux modules radiaux 16, afin de délimiter radialement la veine V2. Les panneaux radialement extérieurs 50 comportent une face lisse 50.1 du côté de la veine V2 et des moyens de fixation à la virole externe sur leurs faces opposées. Dans l'exemple représenté, les moyens de fixation sont formés par des alésages non débouchants 52 destinés à recevoir une vis.
Les panneaux aérodynamiques radialement intérieurs 48 comportent une face lisse 48.1 du côté de la veine V2 et des moyens de fixation au moyeu intérieur. Dans l'exemple représenté, ces moyens de fixations ont formés par un perçage 54 débouchant dans la face lisse 48.1. De manière similaire à la plateforme radialement intérieure 26, la face 48.1 présente un profil en rampe reconstituant la veine au niveau du moyeu 8. Les panneaux aérodynamiques 48 recouvrent les têtes de vis fixant les pales 20, 22 sur la plateforme radialement intérieure 26 et faisant saillie radialement. Les panneaux aérodynamiques 48 et 50 sont avantageusement réalisés en Kinel®.
Les panneaux aérodynamiques 48 et 50 comportent des bords latéraux conformés afin d'assurer un contact quasi continu entre les bords et les pales 20, 22. De manière avantageuse, le carter intermédiaire comporte, disposés dans la position angulaire à 12 heures et à 6 heures, des modules radiaux 18 du deuxième type destinés à reprendre les efforts au niveau de la suspension et à transmettre les efforts provenant des noyaux. Un tel module 18 est représenté sur la figure 5, celui-ci comporte une pale 56, une plateforme 58 du côté du moyeu intérieur 8 et des pattes 60 en saillie latéralement du coté de la virole externe. Le module 18 est réalisé en matériau métallique, tel que le titane.
La plateforme 58 comporte des perçages pour le passage de vis et la fixation dans le moyeu intérieur 8. Les plateformes 60 comportent des alésages du côté de la virole pour le vissage de vis.
Des panneaux aérodynamiques 62, dont un est représenté sur la figure 6C, sont également prévus entre les modules 18 du côté de la virole externe. Ceux-ci peuvent également, de manière avantageuse, être réalisés en matériau composite.
Dans l'exemple représenté, cinq modules 18 sont disposés à douze heures et trois sont disposés à six heures. I l est bien entendu que ce nombre n'est en aucun cas limitatif et que l'on peut disposer plus ou moins de modules 18. En outre, le nombre de modules 18 à douze heures et à six heures peut être identique.
15 Sur la figure 7, on peut voir les panneaux aérodynamiques extérieurs assemblés entre les modules 16 et 18. Nous allons maintenant expliquer le montage d'un carter intermédiaire selon la présente invention. On réalise préalablement des modules radiaux 16 en assemblant deux pales 20, 22 au moyen de d'une plateforme radialement intérieure 26 et d'une plateforme radialement extérieure 24 et des ensembles vis-écrou. On peut voir le montage de deux pales 20, 22 sur une plateforme radialement extérieure 20 sur la figure 6A au moyen des ensembles vis-écrou. Sur la figure 6B, on peut voir la fixation des pales 20, 22 sur la plateforme radialement intérieure 26. Il est à noter que, sur les figures 8A et 8B, les modules radiaux 16 sont déjà sur le moyeu intérieur 8. Dans l'exemple représenté, on réalise 16 modules radiaux 16. On dispose également de cinq modules radiaux 18. Dans une étape suivante, on fixe les modules radiaux 18 sur le moyeu 8 en position angulaire à 12 heures et à 6 heures au moyen de vis à travers les perçages. Dans l'exemple représenté, deux vis sont nécessaires pour fixer chaque plateforme 58 sur le moyeu 8. Les panneaux aérodynamiques 62 sont intercalés entre les plateformes 60. Les modules radiaux 16 sont ensuite fixés sur le moyeu intérieur 8, plus particulièrement les plateformes radialement intérieures 26 sont fixées sur le moyeu intérieur 8 par des vis.
16 Les modules radiaux 16 sont disposés angulairement sur le moyeu intérieur 8 de sorte qu'ils délimitent entre eux des veines de largeur sensiblement égale à celle délimitée par deux pales 20, 22 d'un même module radial 16. Des panneaux aérodynamiques radialement intérieurs 48 sont disposés entre deux modules radiaux 16, puis fixés au moyeu intérieur au moyen de vis. Des panneaux aérodynamiques radialement extérieurs 50 sont ensuite disposés entre deux modules radiaux 16. La virole externe est ensuite montée autour de l'ensemble ainsi formé et est fixée sur celui-ci au moyen de vis pénétrant dans les panneaux aérodynamiques 50, 62 et dans les plateformes radialement extérieures 24 des modules radiaux 16. Un matériau de bouchage est prévu sur les têtes des vis situées dans les veines et autour de celles-ci, pour réduire les risques de turbulence. On obtient alors le carter intermédiaire représenté sur la figure 7. Le carter selon la présente invention présente une masse réduite car une majorité de ses composants est en matériau composite dont la densité est inférieure à celle des matériaux métalliques généralement utilisés. L'utilisation importante de matériaux composites ne se fait pas au détriment de ses caractéristiques mécaniques, puisque le carter est apte à reprendre les efforts au niveau de la suspension et à transmettre les efforts provenant des noyaux grâce au recours à des bras radiaux métalliques dans des zones localisées.
17 Par ailleurs, il est apte à tenir les efforts de traction-compression auxquels est soumis généralement un tel carter. En effet, les matériaux composites sous forme de fibres tissées sont adaptés à tenir de tels efforts. Par ailleurs, au niveau de la fixation entre les pales et les plateformes, ce sont les vis qui reprennent ces efforts de traction- compression, elles sont alors sollicitées en cisaillement, sollicitations qu'elles sont aptes à tenir avec un dimensionnement adapté de celles-ci. Par ailleurs, le montage des pales sur le carter est simplifié, et leur remplacement est simplifié. Celui-ci peut être réalisé directement sous l'aile de l'avion sans avoir à déposer le turboréacteur. Il suffit pour cela de retirer la virole externe, les panneaux aérodynamiques 50 situés de part et d'autre du module radial 16 à remplacer, puis de retirer les panneaux aérodynamiques radialement intérieurs 48, le module radial 16 peut alors être retiré après retrait des vis. Le montage d'un nouveau module radial 16 est réalisé en effectuant les étapes ci-dessus dans l'ordre inverse. Il est bien entendu que les panneaux aérodynamiques 48, 50, 62 ne sont pas nécessairement en matériau composite et qu'ils pourraient être réalisés en un autre matériau tel qu'en matériau métallique. Dans ce cas, le gain de masse serait plus faible qu'un carter avec des panneaux aérodynamiques uniquement en composite, mais le carter ainsi obtenu resterait plus léger qu'un carter intermédiaire de l'état de la technique.
18 De manière avantageuse, on peut prévoir de disposer dans les plateformes radialement extérieures 24 et/ou dans les panneaux aérodynamiques radialement extérieurs 50, 62 un matériau apte à amortir les vibrations, il peut s'agir par exemple d'une mousse.

Claims (13)

  1. REVENDICATIONS1. Module (16) pour la réalisation d'un carter de turbomachine comportant deux pales (20,22) s'étendant chacune selon un axe longitudinal, chaque pale comprenant chacune un bord d'attaque (20.1) , un bord de fuite (20.2), un bord radialement intérieur (20.3) et un bord radialement extérieur (20.4), caractérisé en ce que ledit module (16) comporte également une plateforme radialement intérieure (26) reliant mécaniquement les bords radialement intérieurs des deux pales (20, 22), et une plateforme radialement radialement extérieurs des deux pales que les deux pales (20, 22) et radialement extérieure (24) et délimitent une veine d'écoulement, extérieure (24) reliant mécaniquement intérieure (26) les deux pales (20, (20, les les bords 22) de sorte plateformes 22) et au moins l'une des plateformes (24, 26) étant réalisées en matériau composite et les deux pales (20, 22) étant fixées sur les plateformes radialement extérieure (24) et intérieure (26) au moyen d'ensembles vis-écrou.
  2. 2. Module selon la revendication 1, dans 25 lequel l'axe des vis est sensiblement orthogonal aux axes longitudinaux des pales (20, 22).
  3. 3. Module selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les pales (20, 22) et au moins une des 30 plateformes (24, 26) sont réalisés à partir de fibres tissées en trois dimensions. 20
  4. 4. Plateforme (24, 26) pour réaliser un module selon l'une des revendications 1 à 3, destinée à raccorder deux pales (20, 22) au niveau de leurs bords radialement extérieurs (20.4) ou de leurs bords radialement intérieurs (20.3), lesdits bords étant fixés sur la plateforme (24, 26) par des ensembles vis-écrou, ladite plateforme (24, 26) étant en matériau composite.
  5. 5. Plateforme selon la revendication 4, dans laquelle la face radialement extérieure de la plateforme radialement intérieure (26) recrée une veine d'écoulement.
  6. 6. Plateforme selon la revendication 4 ou 5, dans lequel les bords latéraux (34.1, 44.2) des plateformes (24, 26) en contact avec les faces de pales (20, 22) présentent un profil correspondant à celui des faces des pales (20, 22).
  7. 7. Structure comportant une pluralité de modules selon l'une des revendications 1 à 3, disposés angulairement sur un moyeu intérieur (8). 25
  8. 8. Structure selon la revendication 7, lesdits modules étant disposés les uns par rapport aux autres de telle manière que la distance entre deux pales de deux modules adjacents soit sensiblement égale à celle entre deux pales d'un même module. 15 20 30 21
  9. 9. Structure selon la revendication 7 ou 8, comportant un premier groupe d'au moins une aube métallique (18) en position angulaire à douze heures et un deuxième groupe d'au moins une aube métallique en position angulaire à six heures, les modules (16) étant disposés entre ces deux groupes d'aubes métalliques.
  10. 10. Structure selon l'une des revendications 7 à 9, comportant des panneaux aérodynamiques radialement intérieurs (48) et des panneaux aérodynamiques radialement extérieurs (50) disposés entre chaque paire de modules (16) de sorte à recréer des veines d'écoulement.
  11. 11. Structure selon la revendication 10 en combinaison avec la revendication 9, comportant des deuxièmes panneaux aérodynamiques disposés (62) entre chaque paire d'aubes métalliques (18) entre deux plateformes radialement extérieures (60).
  12. 12. Turbomachine comportant une telle structure de carter selon l'une des revendications 7 à 11.
  13. 13. Turbomachine selon la revendication 12, formant un turboréacteur double flux, dans lequel la structure de carter forme un carter intermédiaire (12) fixé sur un moyeu intérieur (8) et sur une virole externe.30
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014076408A1 (fr) 2012-11-13 2014-05-22 Snecma Preforme et aube monobloc pour turbomachine
WO2014076407A1 (fr) 2012-11-13 2014-05-22 Snecma Preforme et module d'aubes monobloc pour un carter intermediaire de turbomachine
FR3045112A1 (fr) * 2015-12-15 2017-06-16 Snecma Plateforme inter-aubes pour carter de turboreacteur
FR3048719A1 (fr) * 2016-03-14 2017-09-15 Snecma Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes integrees et rapportees

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9212560B2 (en) * 2011-06-30 2015-12-15 United Technologies Corporation CMC blade with integral 3D woven platform
FR2983261B1 (fr) * 2011-11-24 2014-11-28 Aircelle Sa Aube de redressement de flux d'air pour moteur d'aeronef et structure de redressement de flux associee
US9303520B2 (en) * 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US9303531B2 (en) * 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
US20130149130A1 (en) * 2011-12-09 2013-06-13 General Electric Company Fan Hub Frame for Double Outlet Guide Vane
EP2943657B1 (fr) 2013-01-14 2019-08-14 United Technologies Corporation Aube de guidage d'entrée structurale composite matriciel organique pour moteur à turbine
US10087766B2 (en) 2013-03-13 2018-10-02 United Technologies Corporation Structural guide vane outer diameter K gussets
FR3005693B1 (fr) 2013-05-16 2017-12-22 Snecma Turbomachine d'aeronef a double flux comprenant une virole inter-veine a maintien aval simplifie
JP6525130B2 (ja) * 2014-10-07 2019-06-05 株式会社Ihi 静翼構造及びこれを用いたターボファンエンジン
US10202857B2 (en) 2015-02-06 2019-02-12 United Technologies Corporation Vane stages
FR3056250B1 (fr) * 2016-09-19 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Roue d'aube redresseuse en carter intermediaire
US10731481B2 (en) 2016-11-01 2020-08-04 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with ceramic matrix composite material construction
US10577939B2 (en) 2016-11-01 2020-03-03 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with three-dimensional CMC construction elements
FR3078100B1 (fr) 2018-02-16 2020-03-20 Safran Aircraft Engines Couronne aubagee pour stator de turbomachine dont les aubes sont reliees a la virole externe par appui conique et pion frangible
US10724390B2 (en) 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH398645A (de) * 1962-02-08 1966-03-15 Licentia Gmbh Geschweisster Leitschaufelträger für axial beaufschlagte Dampf- oder Gasturbinen
GB2121115A (en) * 1982-06-03 1983-12-14 Rolls Royce Aerofoil vane assembly
EP1087103A2 (fr) * 1999-09-24 2001-03-28 General Electric Company Anneau de guidage de turbine en céramique
US6676373B2 (en) * 2000-11-28 2004-01-13 Snecma Moteurs Assembly formed by at least one blade and a blade-fixing platform for a turbomachine, and a method of manufacturing it
WO2010007220A2 (fr) * 2008-06-25 2010-01-21 Snecma Carter structural pour turbomachine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2685383B1 (fr) 1991-12-18 1994-02-11 Snecma Bras structural du carter d'une turbomachine.
FR2738283B1 (fr) 1995-08-30 1997-09-26 Snecma Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermediaire
GB2402717B (en) * 2003-06-10 2006-05-10 Rolls Royce Plc A vane assembly for a gas turbine engine
SE0700823L (sv) * 2007-03-30 2008-10-01 Volvo Aero Corp Komponent för en gasturbinmotor, jetmotor försedd med en sådan komponent, samt en flygmaskin försedd med en sådan jetmotor
FR2933634B1 (fr) 2008-07-10 2010-08-27 Snecma Aube redresseur de soufflante en composite 3d

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH398645A (de) * 1962-02-08 1966-03-15 Licentia Gmbh Geschweisster Leitschaufelträger für axial beaufschlagte Dampf- oder Gasturbinen
GB2121115A (en) * 1982-06-03 1983-12-14 Rolls Royce Aerofoil vane assembly
EP1087103A2 (fr) * 1999-09-24 2001-03-28 General Electric Company Anneau de guidage de turbine en céramique
US6676373B2 (en) * 2000-11-28 2004-01-13 Snecma Moteurs Assembly formed by at least one blade and a blade-fixing platform for a turbomachine, and a method of manufacturing it
WO2010007220A2 (fr) * 2008-06-25 2010-01-21 Snecma Carter structural pour turbomachine

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014076408A1 (fr) 2012-11-13 2014-05-22 Snecma Preforme et aube monobloc pour turbomachine
WO2014076407A1 (fr) 2012-11-13 2014-05-22 Snecma Preforme et module d'aubes monobloc pour un carter intermediaire de turbomachine
FR3045112A1 (fr) * 2015-12-15 2017-06-16 Snecma Plateforme inter-aubes pour carter de turboreacteur
FR3048719A1 (fr) * 2016-03-14 2017-09-15 Snecma Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes integrees et rapportees
WO2017158266A1 (fr) * 2016-03-14 2017-09-21 Safran Aircraft Engines Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes intégrées et rapportées
GB2563796A (en) * 2016-03-14 2018-12-26 Safran Aircraft Engines Flow stator for turbomachine with integrated and attached platforms
GB2563796B (en) * 2016-03-14 2021-08-11 Safran Aircraft Engines Flow stator for turbomachine with integrated and attached platforms

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