FR2961483A1 - Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef - Google Patents

Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
FR2961483A1
FR2961483A1 FR1054845A FR1054845A FR2961483A1 FR 2961483 A1 FR2961483 A1 FR 2961483A1 FR 1054845 A FR1054845 A FR 1054845A FR 1054845 A FR1054845 A FR 1054845A FR 2961483 A1 FR2961483 A1 FR 2961483A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
nacelle
aircraft
wall
housing
turbojet
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
FR1054845A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2961483B1 (fr
Inventor
Wouter Balk
Francois Gallet
Nicolas Dezeustre
Olivier Kerbler
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Aircelle SA
SNECMA 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 FR1054845A priority Critical patent/FR2961483B1/fr
Application filed by Aircelle SA, SNECMA SAS filed Critical Aircelle SA
Priority to CN2011800259383A priority patent/CN102985677A/zh
Priority to EP11735897.8A priority patent/EP2582959A1/fr
Priority to BR112012030320A priority patent/BR112012030320A2/pt
Priority to PCT/FR2011/051382 priority patent/WO2011157965A1/fr
Priority to RU2013101090/06A priority patent/RU2013101090A/ru
Priority to CA2802398A priority patent/CA2802398A1/fr
Publication of FR2961483A1 publication Critical patent/FR2961483A1/fr
Priority to US13/718,532 priority patent/US20130111873A1/en
Application granted granted Critical
Publication of FR2961483B1 publication Critical patent/FR2961483B1/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
    • F02K3/04—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
    • F02K3/06—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 front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • F05D2300/433—Polyamides, e.g. NYLON
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'il présente une forme de caisson (6), dont la paroi radialement intérieure (6a) est apte à former la peau interne de la veine d'air froid (17) d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure (6b) est apte à former la peau externe de ladite nacelle.

Description

La présente invention se rapporte à un carter de soufflante pour turboréacteur d'aéronef. Comme cela est connu en soi, et représenté à la figure 1 ci-jointe, une nacelle pour turboréacteur à double flux comprend classiquement une structure externe 1 comportant une partie amont 3 formant entrée d'air, une partie intermédiaire 5 dont la peau interne 6 est formée par le carter de la soufflante 7 du turboréacteur, et une partie aval 9 pouvant incorporer des moyens d'inversion de poussée. Cette nacelle comporte par ailleurs une structure interne 11 10 comportant un carénage 13 du moteur 15 du turboréacteur. La structure externe 1 définit, avec la structure interne 11, une veine d'air annulaire 17, souvent désignée par « veine d'air froid », par opposition à l'air chaud engendré par le moteur 15. La soufflante 7 consiste essentiellement en une hélice munie de 15 pales 19, montée rotative sur un moyeu fixe 21 relié au carter de soufflante 6 par une pluralité de bras fixes 25, pouvant être répartis à 120 degrés par exemple. En amont de ces bras fixes se trouvent des aubes de redressement de flux 23, appelées aussi OGV (« Outlet Guide Vanes »), permettant de 20 redresser le flux d'air froid engendré par la soufflante 7. Le carter de soufflante 6, dont la forme générale est celle d'un cylindre, présente un poids important qu'il importerait de pouvoir réduire. De plus, l'intégration du carter de soufflante 6 dans la partie intermédiaire 5 de la structure externe 1 de la nacelle, donne lieu à de 25 nombreuses fixations dont certaines sont complexes à mettre en oeuvre, du fait notamment de la présence de la peau extérieure de la structure externe de la nacelle. La présente invention vise ainsi à fournir un carter de soufflante permettant de gagner en poids global, et en simplicité de montage. 30 On atteint ce but de l'invention avec un carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce que ce carter présente une forme de caisson, dont la paroi radialement intérieure est apte à former la peau interne de la veine d'air froid d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure 35 est apte à former la peau externe de ladite nacelle.
Grâce à cette structure de caisson, on peut obtenir une excellente tenue structurale du carter de soufflante, avec des peaux très minces, dont le poids global est inférieur à celui d'un carter classique. Comme de plus la paroi extérieure de ce caisson se substitue à la 5 peau externe de la partie correspondante de la nacelle, le bilan pondéral global s'en trouve encore amélioré. A noter de plus que cette forme de caisson permet un montage modulaire du carter de soufflante, entre les parties amont et aval de la nacelle ; les fixations de ces parties amont et aval sur le caisson sont aisément 10 accessibles, ce qui contribue à la facilité d'assemblage. Suivant d'autres caractéristiques optionnelles de ce carter de soufflante selon l'invention : - un nervurage est placé entre lesdites parois interne et externe : ceci permet de renforcer la structure de caisson ; 15 - au moins l'une desdites parois est formée en matériau composite : ceci permet de gagner en poids ; - une couche intermédiaire de rétention de pale de soufflante est placée entre lesdites peaux interne et externe : cette peau permet de retenir une pale qui se détacherait de la soufflante, et d'éviter ainsi la ruine complète 20 du turboréacteur et de la nacelle qui l'entoure ; - ladite couche intermédiaire peut être formée en fibres d'aramide : ce matériau offre un excellent compromis poids/résistance. La présente invention se rapporte également à un turboréacteur d'aéronef, remarquable en ce qu'il comprend un carter de soufflante conforme 25 à ce qui précède. La présente invention se rapporte également à un ensemble propulsif pour aéronef, remarquable en ce qu'il comprend une nacelle dont la partie intermédiaire est formée par un carter de soufflante de turboréacteur conforme à ce qui précède. 30 D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lumière de la description qui va suivre, et à l'examen des figures ci-annexées, dans lesquelles : - la figure 1 est une vue en coupe d'une moitié de nacelle et de son turboréacteur associé de l'art antérieur, commenté en préambule 35 de la présente invention, - la figure 2 est une vue schématique de la zone II de l'ensemble représenté à la figure 1, - la figure 3 est une vue d'une zone analogue à la ,zone III de la figure 1, d'une nacelle incorporant un carter de soufflante selon l'invention, et - la figure 4 est une vue schématique de la zone IV de la figure 3. Sur l'ensemble de ces figures, des références identiques ou analogues désignent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues.
On notera par ailleurs que l'on a pris soin de représenter sur ces figures un repère à trois axes X Y Z, ces trois axes étant représentatifs respectivement des directions longitudinale, transversale, et verticale de la nacelle, lorsqu'elle est installée sur un aéronef. Comme cela est visible sur la figure 2, dans un ensemble classique de nacelle et de turboréacteur, le carter de soufflante 6 présente une forme générale sensiblement cylindrique, et une section sensiblement en C ouvert. Ce carter de soufflante 6, qui définit une partie de la peau intérieure de la nacelle, et donc une partie de la veine d'air froid 17, peut être formé en alliage métallique ou en matériau composite.
Ce carter de soufflante 6 a à la fois une vocation structurale contribuant à la résistance générale de la nacelle, et une fonction de rétention de pales 19 de la soufflante 7 : ce carter est en effet prévu suffisamment résistant pour empêcher le passage d'une pale 19 qui se détacherait du moyeu 21, et qui pourrait alors ruiner l'ensemble de la nacelle et du turboréacteur.
Une ou plusieurs couches 27 de matériau apte à résister à la traversée d'une pale 19 sont disposés à la périphérie extérieure du carter 6 : le matériau formant ces couches peut être par exemple un tissu composite à base de fibres d'aramide. On se reporte à présent aux figures 3 et 4, sur lesquelles on peut voir une nacelle incorporant un carter de soufflante selon l'invention. Comme cela est visible sur ces deux figures, à la différence de l'agencement classique des figures 1 et 2, le carter 6 présente une forme de caisson de révolution, comportant une paroi interne 6a, une paroi externe 6b, et deux parois latérales 6c et 6d.
La paroi interne 6a forme une partie de la peau interne de la nacelle, c'est-à-dire de la peau qui définit la veine d'air froid 17.
La paroi externe 6b du carter 6 débouche sur l'extérieur de la nacelle, c'est-à-dire qu'elle forme une partie de la peau externe de la partie intermédiaire 5 de cette nacelle. Chacune des parois 6a à 6b peut être formée à base d'alliage 5 métallique, et/ou à partir de matériau composite approprié. On peut de plus prévoir qu'une ou plusieurs couches 27 de matériau résistant à la traversée des pales 19 de la soufflante 7, soient disposées à l'intérieur du caisson ainsi formé. On peut également prévoir que le caisson comporte des cloisons 10 internes type 29a, 29b longitudinale et/ou circonférentielle (voir figure 3), formant nervurage et contribuant ainsi à la résistance du caisson 6. La structure en caisson du carter 6 permet de minimiser l'épaisseur des parois 6a à 6b qu'il forme, tout en conservant une excellente résistance structurale, complétée d'une résistance à la traversée de pales 19 procurée par 15 les couches de matériau 27 disposées à l'intérieur de ce caisson. De plus, comme on peut le comprendre à la lumière de ce qui précède, ce caisson 6 constitue une sorte de module formant toute l'épaisseur de la nacelle, et venant se placer entre la partie amont 3 de la nacelle, formant entrée d'air, et une partie aval 31 de carter, sur laquelle peut être fixé le bord 20 de déviation 33 d'un inverseur de poussée. Ce caractère modulaire du carter 6 permet son intégration simplifiée dans le reste de la nacelle, et la mise en place aisée de moyens de fixation appropriés avec les parties 3 et 31. On comprend donc que le carter de soufflante selon l'invention 25 permet d'obtenir un meilleur compromis poids/résistance structurale que les carters de la technique antérieure, ainsi qu'un montage modulaire nettement facilité. Bien entendu, la présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés.
30 C'est ainsi par exemple que l'on pourrait envisager que la paroi interne 6a et/ou la paroi externe 6b du carter 6, ait chacune une fonction de rétention de pales 19, venant s'ajouter et/ou se substituer à celle des couches de matériau 27. C'est ainsi également que l'on pourrait envisager que le carter 6 en 35 caisson s'étende en amont jusqu'à l'entrée d'air, et/ou en aval jusqu'au bord de déviation.

Claims (9)

  1. REVENDICATIONS1. Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef, caractérisé en ce qu'il présente une forme de caisson (6), dont la paroi radialement intérieure (6a) est apte à former la peau interne de la veine d'air froid (17) d'une nacelle à l'intérieur de laquelle ledit turboréacteur est destiné à être monté, et dont la paroi radialement extérieure (6b) est apte à former la peau externe de ladite nacelle.
  2. 2. Carter de soufflante selon la revendication 1, caractérisé en ce 10 qu'il comprend un nervurage (29a, 29b) placé entre lesdites parois interne (6a) et externe (6b).
  3. 3. Carter selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins l'une desdites parois (6a, 6b) est formée en matériau composite.
  4. 4. Carter selon l'une quelconque des revendications précédentes, 15 caractérisé en ce qu'il comprend une couche intermédiaire (27) de rétention de pale de soufflante (19) placée entre lesdites parois interne (6a) et externe (6b).
  5. 5. Carter selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite couche intermédiaire (27) est formée en fibres d'aramide.
  6. 6. Turboréacteur d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend un 20 carter de soufflante (6) conforme à l'une quelconque des revendications précédentes.
  7. 7. Ensemble propulsif pour aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une nacelle dont la partie intermédiaire est formée par un carter de soufflante (6) de turboréacteur conforme à la revendication 6. 25
  8. 8. Ensemble propulsif selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit carter s'étend jusqu'à l'entrée d'air de ladite nacelle.
  9. 9. Ensemble propulsif selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisé en ce que ledit carter s'étend jusqu'au bord de déviation de ladite nacelle. 30
FR1054845A 2010-06-18 2010-06-18 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef Active FR2961483B1 (fr)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1054845A FR2961483B1 (fr) 2010-06-18 2010-06-18 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef
EP11735897.8A EP2582959A1 (fr) 2010-06-18 2011-06-16 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef
BR112012030320A BR112012030320A2 (pt) 2010-06-18 2011-06-16 invólucro de ventilador de motor turbojato de aeronave, motor turbojato de aeronave e montagem de propulsão de aeronave
PCT/FR2011/051382 WO2011157965A1 (fr) 2010-06-18 2011-06-16 Carter de soufflante de turboréacteur d'aéronef
CN2011800259383A CN102985677A (zh) 2010-06-18 2011-06-16 飞行器涡轮喷气发动机风扇壳体
RU2013101090/06A RU2013101090A (ru) 2010-06-18 2011-06-16 Картер вентилятора турбореактивного двигателя летательного аппарата
CA2802398A CA2802398A1 (fr) 2010-06-18 2011-06-16 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef
US13/718,532 US20130111873A1 (en) 2010-06-18 2012-12-18 Aircraft turbojet engine fan casing

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1054845A FR2961483B1 (fr) 2010-06-18 2010-06-18 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2961483A1 true FR2961483A1 (fr) 2011-12-23
FR2961483B1 FR2961483B1 (fr) 2013-01-18

Family

ID=43501571

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1054845A Active FR2961483B1 (fr) 2010-06-18 2010-06-18 Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20130111873A1 (fr)
EP (1) EP2582959A1 (fr)
CN (1) CN102985677A (fr)
BR (1) BR112012030320A2 (fr)
CA (1) CA2802398A1 (fr)
FR (1) FR2961483B1 (fr)
RU (1) RU2013101090A (fr)
WO (1) WO2011157965A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020249399A1 (fr) 2019-06-12 2020-12-17 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante de turboréacteur

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6511265B2 (ja) * 2014-12-24 2019-05-15 川崎重工業株式会社 航空機用エンジン装置
US9815560B2 (en) 2015-09-21 2017-11-14 General Electric Company AFT engine nacelle shape for an aircraft
FR3095241B1 (fr) * 2019-04-17 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant une conduite de circulation pour favoriser une phase d’inversion de poussée

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2757823A1 (fr) * 1996-12-26 1998-07-03 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
EP1757796A2 (fr) * 2005-08-22 2007-02-28 Snecma Compresseur comportant une pluralité de caissons reconstituant un volume annulaire de séparation de flux dans une turbomachine
GB2434837A (en) * 2006-02-07 2007-08-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine containment system
EP2060489A2 (fr) * 2007-11-13 2009-05-20 United Technologies Corporation Ensemble de flux de nacelle
EP2163748A1 (fr) * 2008-09-16 2010-03-17 United Technologies Corporation Carter d'admission et de soufflante intégré
FR2938236A1 (fr) * 2008-11-13 2010-05-14 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9120113D0 (en) * 1991-09-20 1992-09-23 Short Brothers Plc Thermal antiicing of aircraft structures
US5486086A (en) * 1994-01-04 1996-01-23 General Electric Company Blade containment system
US7090165B2 (en) * 2003-06-02 2006-08-15 Rolls-Royce Plc Aeroengine nacelle
US20080010969A1 (en) * 2006-07-11 2008-01-17 Thomas Anthony Hauer Gas turbine engine and method of operating same
GB0707099D0 (en) * 2007-04-13 2007-05-23 Rolls Royce Plc A casing
US8769924B2 (en) * 2008-05-30 2014-07-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine assembly including accessory components within the nacelle
US9032706B2 (en) * 2008-09-26 2015-05-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Composite fan case with integral containment zone

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2757823A1 (fr) * 1996-12-26 1998-07-03 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
EP1757796A2 (fr) * 2005-08-22 2007-02-28 Snecma Compresseur comportant une pluralité de caissons reconstituant un volume annulaire de séparation de flux dans une turbomachine
GB2434837A (en) * 2006-02-07 2007-08-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine containment system
EP2060489A2 (fr) * 2007-11-13 2009-05-20 United Technologies Corporation Ensemble de flux de nacelle
EP2163748A1 (fr) * 2008-09-16 2010-03-17 United Technologies Corporation Carter d'admission et de soufflante intégré
FR2938236A1 (fr) * 2008-11-13 2010-05-14 Aircelle Sa Nacelle pour turboreacteur

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020249399A1 (fr) 2019-06-12 2020-12-17 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante de turboréacteur
FR3097260A1 (fr) 2019-06-12 2020-12-18 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante de turboréacteur

Also Published As

Publication number Publication date
FR2961483B1 (fr) 2013-01-18
CN102985677A (zh) 2013-03-20
CA2802398A1 (fr) 2011-12-22
WO2011157965A1 (fr) 2011-12-22
EP2582959A1 (fr) 2013-04-24
RU2013101090A (ru) 2014-07-27
BR112012030320A2 (pt) 2016-08-09
US20130111873A1 (en) 2013-05-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1369555B1 (fr) Dispositif pour le raccordement de deux pièces tubulaires de turboréacteur d'aéronef
EP0898063B1 (fr) Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
FR2978990A1 (fr) Dispositif d'inversion de poussee
FR2960918A1 (fr) Grille de deviation du type autosupporte pour inverseur de poussee
FR2958688A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef muni de moyens d'inversion de poussee
FR2981686A1 (fr) Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire
FR2961483A1 (fr) Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef
EP2234886B1 (fr) Nacelle pour turboreacteur
FR2960216A1 (fr) Element d'aerodynamisme pour une nacelle d'aeronef
FR3083777A1 (fr) Entree d'air, nacelle et ensemble propulsif d'aeronef a secteurs monoblocs
CA2802590A1 (fr) Structure de redressement de flux d'air pour nacelle de moteur d'aeronef
FR3028893B1 (fr) Structure de support de carter
EP2776319B1 (fr) Panneau composite à écope de prélèvement intégrée
FR2990928A1 (fr) Nacelle de moteur a turbine a gaz
FR3073571A1 (fr) Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d'aeronef et nacelle associee
FR2960029A1 (fr) Inverseur de poussee a grilles ou a cascade, pour un turboreacteur d’avion
WO2010061071A2 (fr) Nacelle integree sur aile volante
CA2912328C (fr) Nacelle de turboreacteur comportant un dispositif d'inversion de poussee a portes, comprenant des flancs interieurs sur les cotes de l'ouverture
FR3066788A1 (fr) Moteur pour aeronef comprenant au moins un actionneur de systeme d'inversion de poussee agence dans un cone d'ejection des gaz
FR2975972A1 (fr) Structure d'entree d'air de nacelle de turboreacteur
WO2020249399A1 (fr) Carter de soufflante de turboréacteur
FR3031360A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef
FR3053402A1 (fr) Agencement pour la fixation d’une bielle de volet d’inversion de poussee sur une structure interne fixe d’une nacelle de turboreacteur et procede de montage/demontage associe
FR3040044A1 (fr) Capot de nacelle comportant un element de maintien en position solidarise a la paroi interne du capot
FR3064600A1 (fr) Ensemble moteur d'aeronef comportant un guidage en translation d'un capot mobile relativement au fuselage

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN NACELLES, FR

Effective date: 20170717

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170717

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20180125

Owner name: SAFRAN NACELLES, FR

Effective date: 20180125

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

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