FR2988427A1 - Plate-forme inter-aubes - Google Patents
Plate-forme inter-aubes Download PDFInfo
- Publication number
- FR2988427A1 FR2988427A1 FR1252475A FR1252475A FR2988427A1 FR 2988427 A1 FR2988427 A1 FR 2988427A1 FR 1252475 A FR1252475 A FR 1252475A FR 1252475 A FR1252475 A FR 1252475A FR 2988427 A1 FR2988427 A1 FR 2988427A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- mounting flange
- platform
- vein
- downstream
- mounting
- 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
Links
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 claims description 61
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 44
- 238000009941 weaving Methods 0.000 claims description 14
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 5
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 9
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 6
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 5
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 4
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 4
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 3
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 3
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 3
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 2
- 230000037406 food intake Effects 0.000 description 2
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 2
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 239000011166 3D woven composite Substances 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000000280 densification Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000009993 protective function Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
- B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
- B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
- B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
-
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- F05D2300/601—Fabrics
- F05D2300/6012—Woven fabrics
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention concerne une plate-forme (110) comprenant une partie de corps (112) destinée à être en regard dudit disque (20) et une partie de veine (111) dont la surface externe (11b1) sert de limite interne de la veine d'écoulement entre lesdites aubes voisines (30), la partie de corps (112) comprenant des brides de montage s'étendant depuis la partie de veine (111) en direction radialement interne et dont l'extrémité libre forme une extension dirigée axialement, parmi lesquelles une première bride de montage (112a) à l'emplacement de la portion d'extrémité amont de la partie de veine (111), une deuxième bride de montage (112b) à l'emplacement de la portion d'extrémité aval de la partie de veine. De façon caractéristique, la plate-forme (110) comporte en outre une troisième bride de montage (112c) située entre la première et la deuxième bride de montage (112a, 112b). Application à une plate-forme inter-aubes de soufflante.
Description
98842 7 1 L'invention concerne une plate-forme inter-aubes pour une soufflante d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. De façon connue, une soufflante de turbomachine comprend un disque de rotor portant une pluralité d'aubes dont les pieds sont engagés et retenus dans des rainures sensiblement axiales formées à la périphérie du disque. Ces aubes sont associées à leurs extrémités radialement internes à des plates-formes qui délimitent intérieurement la veine annulaire d'écoulement du flux d'air entrant dans la turbomachine.
Chaque aube de la soufflante peut être formée d'une seule pièce avec une plate-forme. L'aube est dans ce cas relativement lourde, ce qui se traduit en fonctionnement par des contraintes mécaniques importantes au niveau du pied d'aube, pouvant provoquer l'apparition de criques ou de fissures sur ce pied. De plus la perte d'une aube de 15 soufflante de ce type entraîne des dégâts importants dans la turbomachine, et augmente considérablement le balourd de la soufflante. Les aubes et les plates-formes de soufflante peuvent également être indépendantes les unes des autres comme représenté sur la figure 1. Dans ce cas, les plates-formes, appelées plates-formes inter- 20 aubes 10, sont alors chacune rapportées et fixées sur le disque de soufflante 20 entre deux aubes adjacentes 30 et délimitent chacune la limite interne de la veine d'écoulement sur un secteur angulaire inter-aubes et sur toute l'étendue axiale de la soufflante 40. Chaque plate-forme comprend des brides radiales internes 25 amont et aval fixées sur des brides correspondantes du disque au moyen de plusieurs systèmes du type vis/écrou ou pions montés dans des orifices des brides des plates-formes et des orifices correspondants des brides du disque. On comprend que les aubes ne sont pas liées aux plates-formes 30 ce qui permet de réduire notablement les contraintes mécaniques auxquelles sont soumis les pieds d'aubes en fonctionnement. Il est alors possible de diminuer la taille des pieds d'aubes pour alléger la soufflante et augmenter ainsi les performances de la turbomachine. De plus, en cas de perte d'une aube de soufflante, les deux 35 plates-formes situées de part et d'autre de l'aube restent en place sur le disque et n'engendrent aucune détérioration supplémentaire dans la turbomachine. Ces deux plates-formes permettent en outre de protéger les aubes de soufflante environnantes en empêchant les débris de l'aube perdue de venir au contact des extrémités radialement internes des aubes.
Cette fonction de protection de ces plates-formes se retrouve en cas d'ingestion par le moteur d'un objet extérieur ou d'un oiseau. Cependant, si l'utilisation de plates-formes inter-aubes est avantageuse pour les raisons évoquées précédemment, outre le respect d'une qualité aérodynamique de la veine conforme aux prescriptions (qualité des interfaces avec les structures situées en amont et en aval de la plate-forme et respect de la ligne de veine dessinée par les aérodynamiciens), il est important que la partie de corps présente des caractéristiques structurelles performantes en terme de résistance mécanique.
Actuellement, les technologies retenues pour les aubes de soufflantes sont des technologies avec matériau composite, et en particulier des aubes de soufflante tissées en trois dimensions (voir la demande EP 1 526 285), ce qui impose de mettre en oeuvre également une technologie composite sur la plate-forme.
Les solutions existantes (voir par exemple le brevet EP 1 046 785 ou le brevet EP 1 970 537 de la demanderesse) présentent à cet effet, une plate-forme inter aubes dont la partie de corps est constituée d'une nervure creuse en forme caisson ouvert. Cette solution présente cependant un certain nombre 25 d'inconvénients. En effet, selon une première possibilité, on réalise la fabrication de cette plate-forme inter aubes par la technologie de composite stratifié. Cependant, cette solution présente le risque non négligeable de délaminage entre les couches. 30 Selon une autre possibilité, on met en oeuvre une technologie avec réalisation d'une préforme fibreuse en une seule pièce par tissage tridimensionnel (3D) et densification de la préforme par une matrice résultant de l'injection d'une résine (technique RTM pour « Resin Transfer Moulding»). 35 Ces deux techniques ne sont pas aisément automatisables, ce qui engendre des coûts de production importants. Enfin, du fait de la géométrie complexe du caisson, la mise en forme n'est pas aisée et rendue relativement délicate par le recours à un noyau qu'il faut extraire du caisson après injection. De plus, les technologies avec partie de corps en forme de caisson ont tendance à se déséquilibrer en fonctionnement, ce qui pénalise la qualité de veine par déformation de la paroi de veine qui subit de ce fait des contraintes localisées présentant des niveaux importants. La présente invention a pour objectif de fournir une plate-forme permettant de surmonter les inconvénients de l'art antérieur et en particulier offrant une grande facilité de mise en oeuvre, tout en autorisant une résistance mécanique satisfaisante et de solides attaches sur le disque de soufflante, sans endommager la bonne qualité aérodynamique de la veine. A cet effet, on propose, selon la présente invention, une plate- forme destinée à être utilisée entre des aubes de soufflante voisines montées sur un disque de rotor pour délimiter la limite interne de la veine d'écoulement sur un secteur angulaire et toute l'étendue axiale de la soufflante, ladite plate-forme étant apte à être liée au disque de rotor et comprenant une partie de corps destinée à être en regard dudit disque et une partie de veine dont la surface externe sert de limite interne de la veine d'écoulement entre lesdites aubes voisines, la portion axialement centrale de la partie de veine étant formée d'une paroi de veine, la partie de corps comprenant des brides de montage s'étendant depuis la partie de veine en direction radialement interne et dont l'extrémité libre forme une extension dirigée axialement pour le montage sur le disque, lesdites brides de montage comprenant une première bride de montage à l'emplacement de la portion d'extrémité amont de la partie de veine, une deuxième bride de montage à l'emplacement de la portion d'extrémité aval de la partie de veine, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une troisième bride de montage située entre la première et la deuxième bride de montage. De cette manière, on comprend que par la présence de la troisième bride de montage, qui est de préférence séparée et indépendante de la première bride de montage et de la deuxième bride de montage, on obtient une partie de corps pouvant être montée en trois emplacements sur le disque de rotor ou sur une structure solidaire de ce dernier, ce qui permet d'assurer la fonction structurelle et de rétention de la plate-forme sans recourir à la forme habituelle de caisson. Ainsi, on dispose d'une forme plus simple à fabriquer (la forme avec caisson nécessite l'usage d'un noyau), et également débouchant sur une pièce plus légère, ce gain de masse étant répercuté sur les pièces environnantes (notamment les viroles de rétention) qui n'ont pas à être aussi massives car soumises à des efforts moins importants. Cette solution présente aussi l'avantage supplémentaire, de permettre, en outre, de s'adapter à toutes les tailles de moteur, et donc aux petits moteurs, car elle est peu sensible au changement d'échelle. Globalement, grâce à la solution selon la présente invention, il est possible de découpler au sein de la plate-forme la fonction aérodynamique de la veine de la fonction de rétention : c'est en particulier le cas à l'arrière, ce par quoi il est possible d'ajuster la position de l'appui arrière pour améliorer le compromis entre la raideur et la masse à l'emplacement de l'interface aval (montage de la plate-forme sur la structure aval). Par ailleurs, l'utilisation d'au moins trois brides de montage à titre de partie de corps pour la plate-forme permet de dimensionner plus aisément la pièce car la répartition des contraintes est plus simple qu'avec une partie de corps en forme de caisson : en particulier, la pièce est bien équilibrée en déplacements quelle que soit la cambrure de l'aube, ce qui est plus sain pour les performances aérodynamiques et pour les contraintes au sein de la soufflante.
La présente invention porte également sur une soufflante de turbomachine, comportant au moins une plate-forme telle que définie précédemment, un disque de rotor et des aubes, lesdites aubes et ladite plate-forme étant montées sur ledit disque de rotor. La présente invention porte aussi sur une turbomachine 30 comportant au moins une plate-forme telle que définie précédemment et/ou une soufflante telle que définie précédemment. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, est une vue partielle en section axiale d'un turbomoteur présentant des plates-formes inter-aubes de l'art antérieur, - la figure 2 est une vue en projection latérale d'un premier mode de réalisation de la plate-forme inter-aubes selon l'invention, - la figure 3 est une vue en projection latérale d'un deuxième mode de réalisation de la plate-forme inter-aubes selon l'invention, - la figure 4 est une vue en perspective depuis l'avant de la plate-forme inter-aubes de la figure 3, - la figure 5 est une vue en section partielle de la soufflante, montrant le montage par les trois brides de montage de la plate-forme inter-aube selon le deuxième mode de réalisation au sein de la soufflante, - la figure 6 est une vue en perspective d'une partie de la soufflante, montrant la disposition et le montage de la plate-forme inter- aube selon le deuxième mode de réalisation par rapport aux autres pièces de la soufflante, - la figure 7 est une vue en projection latérale de la plate-forme inter aubes selon le deuxième mode de réalisation illustrant le mode de fabrication préférentiel par tissage tridimensionnel d'une préforme.
Dans la présente demande, sauf précision contraire, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du gaz (de l'amont vers l'aval) à travers la turbomachine. Par ailleurs, on appelle axe de la turbomachine, l'axe X-X' de symétrie radiale de la turbomachine. La direction axiale correspond à la direction de l'axe X-X' de la turbomachine, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe et passant par lui. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe X-X' de la turbomachine et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe X-X' et passant par lui. La direction transversale (ou circonférentielle) est une direction perpendiculaire à l'axe X-X' de la turbomachine et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, les adjectifs (et adverbes) axial, radial, et transversal (axialement, radialement et transversalement) sont utilisés en référence aux directions axiale, radiale et transversale précitées. Enfin, sauf précision contraire, les adjectifs interne et externe sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe X-X' de la turbomachine que la partie ou la face externe (i.e. radialement externe) du même élément. En particulier, la direction axiale de la plate-forme correspond à la direction axiale de la turbomachine et de la soufflante, la direction radiale de la plate-forme correspond à la direction radiale de la turbomachine et de la soufflante et la direction transversale de la plate-forme correspond à la direction transversale de la turbomachine et de la soufflante. Pour une plate-forme de l'art antérieur telle que celle de la figure 1, la plate-forme 10 comporte une partie de veine 11 dont la surface radialement externe 11b sert de limite interne de la veine d'écoulement sur un secteur angulaire et toute l'étendue axiale de la soufflante, et une partie de corps 12 (ici en forme de caisson) qui constitue la partie structurale de la plate-forme 10. La plate-forme 10 est montée par son extrémité amont 10a sur une structure amont 50 (par exemple un anneau de support directement fixé sur le disque 20 ou une virole amont), et par son extrémité aval 10b sur une structure aval 60 (par exemple un anneau de support directement fixé sur le disque 20 ou une virole aval). Classiquement, cette extrémité amont 10a et cette extrémité aval 10b présentent une forme apte à former une butée axiale et une butée radiale, au moyen d'un rebord 11c , de symétrie cylindrique de révolution autour de l'axe XX' et en forme de secteur d'anneau, qui est décalé en direction radialement interne (marche descendante) par rapport au reste de la partie de veine 11 formant la paroi de veine lla :le rebord 11c assure le maintien en position et la retenue de la plate-forme 10 (et forme ainsi une bride de montage) tandis que la paroi de veine 11a délimite par sa surface radialement externe 11b la portion de veine correspondante au secteur angulaire de la plate-forme 10. Dans le cas de la figure 1, la partie de corps 12 présente une bride de montage amont 12a permettant la fixation de la plate-forme 10 sur la structure amont 50 et une bride de montage aval 12b permettant la fixation de la plate-forme 10 sur la structure aval 60. On se reporte maintenant aux figures 2 à 7 illustrant des modes de réalisation de la plate-forme 110 selon l'invention.
Selon le premier mode de réalisation de la figure 2, la plate- forme 110 comporte une partie de veine 111 comportant une paroi de veine 111a et une partie de corps 112 formée de trois brides de montage : une première bride de montage 112a (ou bride de montage amont), une deuxième bride de montage 112b (ou bride de montage aval) et une troisième bride de montage 112c (ou bride de montage intermédiaire). La paroi de veine 111a délimite par sa surface radialement externe 111b la portion de veine correspondante au secteur angulaire de la plate-forme 110. La première bride de montage 112a prolonge la portion d'extrémité amont de la partie de veine 111, et de préférence, comme il apparaît sur la figure 2, la première bride de montage 112a prolonge la portion d'extrémité amont de la paroi de veine 111a en formant une marche descendante ou un premier rebord 112a1 décalé en direction radialement interne et qui s'étend sensiblement axialement vers l'amont.
Dans la configuration de la figure 2, la première bride de montage 112a prolonge l'extrémité libre amont lila' de la paroi de veine lila de la partie de veine 111. La deuxième bride de montage 112b prolonge la portion d'extrémité aval de la partie de veine 111. Comme il ressort de la figure 2, cette deuxième bride de montage 112b est plus étendue et plus grande que la première bride de montage 112a et elle s'étend à la fois en direction axiale, en direction aval, et en direction radialement interne, avec à son extrémité libre une marche descendante ou un deuxième rebord 112b1 qui s'étend sensiblement axialement vers l'aval. De préférence, comme il apparaît sur la figure 2, la deuxième bride de montage 112b prolonge la portion d'extrémité aval de la paroi de veine 111a, en arrière de l'extrémité libre aval 111a" de la paroi de veine 111a. En effet, la portion d'extrémité aval de la partie de veine 111 est munie en outre d'une aile 111c (aile aval) prolongeant la paroi de veine 111a, et formant de préférence l'extrémité libre aval 111a" de la paroi de veine 111a, la deuxième bride de montage 112b s'étendant axialement au-delà de ladite aile 111c. Enfin, selon une caractéristique essentielle de la présente invention, la plate-forme 110 comporte une troisième bride de montage 112c située entre la première bride de montage 112a et la deuxième bride de montage 112b. Sur les figures, cette troisième bride de montage 112c prolonge la portion centrale de la partie de veine 111, et plus précisément la portion centrale de la paroi de veine 111a, et elle s'étend en direction radialement interne, avec à son extrémité libre une marche descendante ou un troisième rebord 112c1 qui s'étend sensiblement axialement vers l'aval. La première bride de montage 112a, la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c constituent la partie de corps 112 de la plate-forme 110 et servent à son montage et à sa fixation sur le disque de soufflante 20, et sur les structures amont 50 et aval 60 comme il sera décrit plus loin. Sur la figure 3, est représenté un deuxième mode de réalisation de plate-forme 110 selon la présente invention, qui diffère uniquement du premier mode de réalisation de la figure 2 en ce que cette plate-forme 110 comporte en outre une quatrième bride de montage 112d, située entre la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c, dont l'extrémité libre (ou extrémité interne) est reliée à l'extrémité libre (ou extrémité interne) de la deuxième bride de montage 112b. Dans ce cas, La première bride de montage 112a, la deuxième bride de montage 112b, la troisième bride de montage 112c et la quatrième bride de montage 112d constituent la partie de corps 112 de la plate-forme 110 et servent à son montage et à sa fixation sur le disque de soufflante 20, et sur les structures amont 50 et aval 60 comme il sera décrit plus loin.
Sur les figures 3 à 7, cette quatrième bride de montage 112d prolonge la portion centrale de la partie de veine 111, et plus précisément la portion centrale de la paroi de veine 111a, en aval de la troisième bride de montage 112c, et cette quatrième bride de montage 112d s'étend à la fois en direction axiale, en direction aval, et en direction radialement interne, avec à son extrémité libre une marche descendante ou un quatrième rebord 112d1 qui s'étend sensiblement axialement vers l'aval. Cette quatrième bride de montage 112d sert de renfort mécanique de la portion d'extrémité aval de la partie de corps 112, en formant un contrefort pour la troisième bride de montage 112c. A cet effet, le quatrième rebord 112d1 de la quatrième bride de montage 112d et le troisième rebord 112c1 de la troisième bride de montage 112c sont superposés et reliés entre eux de façon à ce qu'ils soient solidaires et ne forment qu'un seul rebord aval 112bd qui s'étend sensiblement axialement vers l'aval. Comme on le comprend de la figure 5, la face externe de l'aile aval 111c se trouve d'une part dans le prolongement et la continuité de la face externe 111b de la paroi de veine 111a de la partie de veine 111 et d'autre part dans le prolongement et la continuité de la face externe de la structure aval 60, avec une zone de transition aval 111b1 très réduite entre la plate-forme 110 et la structure aval 60.
On se reporte maintenant à la figure 6 qui illustre comment est positionnée et retenue la plate-forme inter-aube 110 selon le deuxième mode de réalisation par rapport aux autres pièces de la soufflante 40. A cet effet, la première bride de montage 112a, la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c servent de butée radiale pour la plateforme, par appui entre ladite bride de montage et une bride de montage correspondante dudit disque 20 ou d'une structure 50, 60 montée sur ledit disque 20. Le premier rebord 112a1 est destiné à venir se loger sous un rebord correspondant dirigé essentiellement en direction axiale vers l'aval, et appartenant à une structure amont 50 (non représentée sur la figure 6, mais visible sur la figure 1), telle qu'une virole amont. Le troisième rebord 112c1 est destiné à venir se loger sous un rebord 70a correspondant dirigé essentiellement en direction axiale vers l'aval et appartenant à une bride de montage 70 du disque 20 (voir la figure 6), telle qu'une virole amont. Le rebord aval 112bd (le deuxième rebord 112b1 dans le cas du premier mode de réalisation) est destiné à venir se loger sous un rebord 62 correspondant dirigé essentiellement en direction axiale vers l'amont, et appartenant à une structure aval 60 (voir la figure 6) telle qu'une virole aval. Ainsi, on comprend que le premier rebord 112a1, le deuxième rebord 112b1 et le troisième rebord 112c1 (ou le rebord aval 112bd en présence de la quatrième bride de montage 112d) servent d'appuis radiaux, respectivement appui amont, appui aval et appui intermédiaire, qui sont des portions de cylindre : on évite ainsi le recours à des liaisons boulonnées et vissées qui sont délicates à réaliser dans des matériaux composites, et on autorise un glissement léger en rotation de la plate-forme 110 autour de l'axe moteur X-X' en cas de flexion importante d'une aube 30 (notamment lors d'ingestion ou de rupture d'une aube). En outre, de préférence, l'une au moins parmi la première bride de montage 112a, la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c sert de butée axiale pour la plateforme 110, par appui entre ladite bride de montage et une bride de montage correspondante dudit disque 20 ou d'une structure 50, 60 montée sur ledit disque 20.
Dans les modes de réalisation illustrés, du fait de la forme des rebords 112a1, 112b1, 112c1 ou 112bd, à la fois la première bride de montage 112a, la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c servent de butée axiale pour la plateforme 110, par appui entre ladite bride de montage et une bride de montage correspondante dudit disque 20 ou d'une structure 50, 60 montée sur ledit disque 20. Ainsi, on comprend qu'avec ce montage, on peut s'affranchir de l'utilisation d'une partie de corps en forme de caisson, qui est plus lourde et plus difficile à fabriquer que la partie de corps 112 avec les brides de montage 112a, 112b, 112c selon l'invention. En effet, on prévoit avantageusement que la plate-forme 110 selon l'invention est d'une seule pièce en matériau composite. De préférence, la plate-forme 110 selon l'invention est formée d'une préforme fibreuse tissée tridimensionnelle et d'une matrice.
Selon le mode de réalisation préférentiel, on met en oeuvre la technologie tissée 3D RTM qui permet de tisser en une seule fois la préforme qui constituera toute la plate-forme 110 : ainsi, on obtient une géométrie complexe entièrement liée, c'est-à-dire une bonne intégrité structurale et aucun risque de délaminage.
En effet, pour éviter de pratiquer des incisions se traduisant par la coupe de fibres et un amoindrissement de la tenue mécanique, il est connu de ménager une ou plusieurs déliaisons au sein de la structure fibreuse lors de son tissage. De telles déliaisons sont obtenues en omettant localement de lier entre elles des couches de fils adjacentes et permettent un dépliage des parties de structure fibreuse adjacentes aux déliaisons lors de la mise en forme de la structure fibreuse qui la place dans la forme définitive de la plate-forme avant injection du liant formant la matrice. L'usage d'un composite tissé 3D formant une préforme dans lequel on injecte un liant formant une matrice, dans le cadre de la technologie RTM (« Resin Transfer Moulding»), permet en effet de lier les bandes de tissu entre elles et de prévenir tout délaminage (liaison par les fils ou fibres de trame), puis par absence de liaison entre deux bandes de tissu dans une portion, notamment d'extrémité, de ces bandes, de former des portions de pièces séparées entre elles.
A cet effet, comme il ressort de la figure 7, lors du tissage tridimensionnel de la préforme apte à former, après mise en forme et injection, la plate-forme 110, trois bandes de tissé tridimensionnel T1, T2 et T3, formées de fils de chaine et de fils de trame tissés entre eux, sont toutes reliées entre elles par tissage entre les couches de fils adjacentes par un ou plusieurs fils de trame dans la zone 130 de la partie de veine 111 située entre la quatrième bride de montage 112d et la troisième bride de montage 112c dans le cas du premier mode de réalisation (entre la deuxième bride de montage 112b et la troisième bride de montage 112c dans le cas du premier mode de réalisation).
Les trois bandes de tissé tridimensionnel T1, T2 et T3 sont superposées, la première bande de tissé T1 étant disposée sous la deuxième bande de tissé T2, elle-même située sous la troisième bande de tissé T3. La première bande de tissé T1 est déliée de l'ensemble formé pas la deuxième bande de tissé T2 et la troisième bande de tissé T3 à l'emplacement de la première déliaison 131 (à l'amont de la zone 130) et de la deuxième déliaison 132 (à l'aval de la zone 130), d'où la séparation de la première bande de tissé T1 pour constituer d'une part la troisième bride de montage 112c (à l'amont de la zone 130) et d'autre part la quatrième bride de montage 112d (à l'aval de la zone 130). On comprend que la troisième bride de montage 112c est obtenue par déliage entre deux bandes tissées (T2 et T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans une portion de la paroi de veine 111a située en amont et/ou en aval de ladite troisième bride de montage 112c.
Ainsi, d'un façon générale, on prévoit que la quatrième bride de montage 112d est obtenue par déliage entre deux bandes tissées (la première bande de tissé T1 et l'ensemble formé pas la deuxième bande de tissé T2 et la troisième bande de tissé T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans une portion de la paroi de veine située en amont (figure 7) et/ou en aval de ladite quatrième bride de montage 112d. En aval de la zone 130 et de la quatrième bride de montage 112d, l'ensemble formé pas la deuxième bande de tissé T2 et la troisième bande de tissé T3, est lié dans la zone 133 pour former un tronçon aval de la paroi de veine 111a, jusqu'à une troisième déliaison 134, d'où la séparation entre l'extrémité aval de la deuxième bande de tissé T2 constituant la deuxième bride de montage 112b (à l'aval de la zone 132) et l'extrémité aval de la troisième bande de tissé T3 constituant l'aile aval 111c. Ainsi, l'aile 111c et la deuxième bride de montage 112b sont obtenues par déliage (ou déliaison) entre deux bandes tissées (T2, T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans la paroi de veine 111a.
En amont de la zone 130 et de la troisième bride de montage 112c, l'ensemble formé pas la deuxième bande de tissé T2 et la troisième bande de tissé T3, est lié dans la zone 135 pour former un tronçon amont de la paroi de veine 111a et la première bride de montage 112a. Comme on le voit sur la figure 5, grâce à cette technique de préforme tissée, on peut réaliser un rayon faible entre la paroi de veine 111a et la première bride de montage 112a1. De cette façon, la face externe de l'extrémité amont de la paroi de veine 111a de la partie de veine 111 se trouve dans le prolongement et la continuité de la face externe de la structure amont 50, avec une zone de transition amont 111a1 très réduite entre la plate-forme 110 et la structure amont 50. Pour former le rebord aval 112bd, l'extrémité libre de la quatrième bride de montage 112d (quatrième rebord 112d1 résultant de la première bande tissée Ti) est reliée à l'extrémité libre de la deuxième bride de montage 112b (deuxième rebord 112b1 résultant de la deuxième bande tissée T2) par tissage au moyen de fils de trame.
Selon une première variante visible en traits pointillés sur la gauche de la figure 7, la portion d'extrémité amont de la partie de veine 111 est munie en outre d'une aile amont 111d prolongeant la paroi de veine 111a, la première bride de montage 1112a s'étendant axialement au-delà de ladite aile amont 111d. A cet effet, l'aile amont 111d et la première bride de montage 112a sont obtenues par déliage (quatrième zone de déliaison 136) entre deux bandes tissées (deuxième bande de tissé T2 et troisième bande de tissé T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans paroi de veine (zone liée 135). Ainsi, on comprend que l'extrémité amont de la deuxième bande de tissé T2 constitue la première bride de montage 112a et que l'extrémité amont de la troisième bande de tissé T3 constitue l'aile amont 111d. Selon une deuxième variante visible en traits pointillés sur la droite de la figure 7, l'extrémité libre de l'aile aval 111c est repliée en direction radialement interne pour former un rebord rentrant 111e contribuant à renforcer la résistance de l'aile amont 111c. Grâce à l'invention et au premier rebord 112a1, au deuxième rebord 112b1 et au troisième rebord 112c1 (ou le rebord aval 112bd), on 20 obtient un système de rétention qui permet de prévenir de tout risque de désengagement de la plate-forme 110 en fonctionnement. Par ailleurs, le recours à la technologie tissée 3D RTM assure un lien continu par fibres entre toutes les zones fonctionnelles, ce qui prévient le risque de délaminage et assure des chemins d'efforts sains 25 dans toute la plate-forme 110. On peut également relever que le recours à des brides de montage dans la partie de corps 112 permet un dimensionnement plus aisé, avec une répartition de contraintes plus saine et plus simple à optimiser par rapport à une configuration en forme de caisson: en 30 particulier, la plate-forme 110 est bien équilibrée en déplacements quelle que soit la cambrure des aube 30, ce qui est plus sain pour les performances aérodynamiques et pour les contraintes au sein de la soufflante 40.
Claims (11)
- REVENDICATIONS1. Plate-forme (110) destinée à être utilisée entre des aubes de soufflante voisines (30) montées sur un disque de rotor (20), ladite plate-forme (110) étant apte à être liée au disque de rotor (20) et comprenant une partie de corps (112) destinée à être en regard dudit disque (20) et une partie de veine (111), la portion axialement centrale de la partie de veine (111) étant formée d'une paroi de veine (111a), la partie de corps (112) comprenant des brides de montage (112a, 112b) s'étendant depuis la partie de veine (111) en direction radialement interne et dont l'extrémité libre (111a'), forme une extension (112a1, 112b1) dirigée axialement pour le montage sur le disque (20), lesdites brides de montage (112a, 112b) comprenant une première bride de montage (112a), à l'emplacement de la portion d'extrémité amont de la partie de veine (111), et une deuxième bride de montage (112b), à l'emplacement de la portion d'extrémité aval de la partie de veine, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une troisième bride de montage (112c) située entre la première et la deuxième bride de montage (112a, 112b).
- 2. Plate-forme (110) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que ladite première bride de montage (112a) prolonge la portion d'extrémité amont de la partie de veine (111).
- 3. Plate-forme (110) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la portion d'extrémité aval de la partie de veine (111) est munie en outre d'une aile (111c) prolongeant la paroi de veine (111a), la deuxième bride de montage (112b) s'étendant axialement au-delà de ladite aile (111c).
- 4. Plate-forme (110) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une quatrième bride de montage (112d), située entre la deuxième et la troisième bride de montage (112b, 112c), dont l'extrémité libre est reliée à l'extrémité libre de la deuxième bride de montage (112b).
- 5. Plate-forme (110) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle est d'une seule pièce en matériau composite.
- 6. Plate-forme (110) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu'elle est formée d'une préforme fibreuse tissée tridimensionnelle et d'une matrice.
- 7. Plate-forme (110) selon la revendication 6, caractérisée en ce que la troisième bride de montage (112c) est obtenue par déliage entre deux bandes tissées (T1 ; T2 et T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans une portion de la paroi de veine (111a) située en amont et/ou en aval de ladite troisième bride de montage (112c).
- 8. Plate-forme (110) selon la revendication 3 et la revendication 6, caractérisée en ce que l'aile (111c) et la deuxième bride de montage (112b) sont obtenues par déliage entre deux bandes tissées (T2, T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans la paroi de veine (111a).
- 9. Plate-forme (110) selon la revendication 4 et la revendication 6, caractérisée en ce que la quatrième bride de montage (112c) est obtenue par déliage entre deux bandes tissées (T1 ; T2 et T3) qui sont liées entre elles, par tissage au moyen de fils de trame, dans une portion de la paroi de veine (111) située en amont et/ou en aval de ladite quatrième bride de montage (112d).
- 10. Plate-forme (110) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l'extrémité libre de la quatrième bride de montage (112d) est reliée à l'extrémité libre de la deuxième bride de montage (112b) par tissage au moyen de fils de trame.
- 11. Soufflante de turbomachine, comportant au moins une plate-forme (110) selon l'une quelconque des revendications précédente, un disque de rotor (20) et des aubes (30), lesdites aubes (30) et ladite plate-forme (110) étant montées sur ledit disque de rotor (20) et en ce que la première bride de montage (112a), la deuxième bride de montage (112b) et la troisième bride de montage (112c) servent de butée radiale pour la plateforme (110), par appui entre ladite bride de montage (112a ; 112b, 112c) et une bride de montage (62, 70a) correspondante dudit disque (20) ou d'une structure (50 ; 60) montée sur ledit disque (20).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1252475A FR2988427B1 (fr) | 2012-03-20 | 2012-03-20 | Plate-forme inter-aubes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1252475A FR2988427B1 (fr) | 2012-03-20 | 2012-03-20 | Plate-forme inter-aubes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2988427A1 true FR2988427A1 (fr) | 2013-09-27 |
| FR2988427B1 FR2988427B1 (fr) | 2017-07-21 |
Family
ID=46124515
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1252475A Active FR2988427B1 (fr) | 2012-03-20 | 2012-03-20 | Plate-forme inter-aubes |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2988427B1 (fr) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2971552A4 (fr) * | 2013-03-15 | 2016-12-14 | United Technologies Corp | Plateforme de ventilateur composite moulée par injection |
| GB2541124A (en) * | 2015-08-03 | 2017-02-08 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine fan frame comprising improved attachment means |
| CN107949685A (zh) * | 2015-07-08 | 2018-04-20 | 赛峰飞机发动机公司 | 包括附加的鼓风机叶片平台的航空涡轮机的旋转组件 |
| WO2019115977A1 (fr) * | 2017-12-14 | 2019-06-20 | Safran Aircraft Engines | Dispositif amortisseur |
| WO2020128397A1 (fr) | 2018-12-21 | 2020-06-25 | Safran | Preforme avec un renfort fibreux tisse en une seule piece pour plateforme inter aube |
| FR3102796A1 (fr) * | 2019-10-30 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Plateformes inter-aubes |
| WO2021176160A1 (fr) | 2020-03-03 | 2021-09-10 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d'aeronef |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3675294A (en) * | 1968-03-20 | 1972-07-11 | Secr Defence | Method of making a bladed rotor |
| US3694104A (en) * | 1970-10-07 | 1972-09-26 | Garrett Corp | Turbomachinery blade |
| EP1013886A2 (fr) * | 1998-12-24 | 2000-06-28 | ROLLS-ROYCE plc | Plate-forme inter aubes |
| EP2090749A2 (fr) * | 2008-02-18 | 2009-08-19 | Rolls-Royce plc | Remplissage annulaire |
| EP2213839A2 (fr) * | 2009-01-28 | 2010-08-04 | United Technologies Corporation | Segment en céramique d'un moteur à turbine à gaz |
-
2012
- 2012-03-20 FR FR1252475A patent/FR2988427B1/fr active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3675294A (en) * | 1968-03-20 | 1972-07-11 | Secr Defence | Method of making a bladed rotor |
| US3694104A (en) * | 1970-10-07 | 1972-09-26 | Garrett Corp | Turbomachinery blade |
| EP1013886A2 (fr) * | 1998-12-24 | 2000-06-28 | ROLLS-ROYCE plc | Plate-forme inter aubes |
| EP2090749A2 (fr) * | 2008-02-18 | 2009-08-19 | Rolls-Royce plc | Remplissage annulaire |
| EP2213839A2 (fr) * | 2009-01-28 | 2010-08-04 | United Technologies Corporation | Segment en céramique d'un moteur à turbine à gaz |
Cited By (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10145268B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Injection molded composite fan platform |
| EP2971552A4 (fr) * | 2013-03-15 | 2016-12-14 | United Technologies Corp | Plateforme de ventilateur composite moulée par injection |
| CN107949685B (zh) * | 2015-07-08 | 2020-07-17 | 赛峰飞机发动机公司 | 包括附加的鼓风机叶片平台的航空涡轮机的旋转组件 |
| CN107949685A (zh) * | 2015-07-08 | 2018-04-20 | 赛峰飞机发动机公司 | 包括附加的鼓风机叶片平台的航空涡轮机的旋转组件 |
| US10612558B2 (en) | 2015-07-08 | 2020-04-07 | Safran Aircraft Engines | Rotary assembly of an aeronautical turbomachine comprising an added-on fan blade platform |
| GB2541124A (en) * | 2015-08-03 | 2017-02-08 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine fan frame comprising improved attachment means |
| GB2541124B (en) * | 2015-08-03 | 2021-08-18 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine fan frame comprising improved attachment means |
| US10392955B2 (en) | 2015-08-03 | 2019-08-27 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine fan frame comprising improved attachment means |
| CN111630249A (zh) * | 2017-12-14 | 2020-09-04 | 赛峰飞机发动机公司 | 阻尼装置 |
| US11346233B2 (en) | 2017-12-14 | 2022-05-31 | Safran Aircraft Engines | Damping device |
| WO2019115977A1 (fr) * | 2017-12-14 | 2019-06-20 | Safran Aircraft Engines | Dispositif amortisseur |
| EP4253763A3 (fr) * | 2017-12-14 | 2023-12-27 | Safran Aircraft Engines | Dispositif amortisseur |
| CN111630249B (zh) * | 2017-12-14 | 2022-05-24 | 赛峰飞机发动机公司 | 阻尼装置 |
| WO2020128397A1 (fr) | 2018-12-21 | 2020-06-25 | Safran | Preforme avec un renfort fibreux tisse en une seule piece pour plateforme inter aube |
| CN113302030A (zh) * | 2018-12-21 | 2021-08-24 | 赛峰集团 | 用于叶片间平台的具有一体式编织纤维增强件的预成型件 |
| FR3090449A1 (fr) * | 2018-12-21 | 2020-06-26 | Safran | preforme avec un renfort fibreux tisse en une seule piece pour plateforme inter aube |
| FR3102796A1 (fr) * | 2019-10-30 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Plateformes inter-aubes |
| FR3107915A1 (fr) * | 2020-03-03 | 2021-09-10 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d’une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef |
| CN115315565A (zh) * | 2020-03-03 | 2022-11-08 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于制造飞行器涡轮发动机风扇的复合平台的方法 |
| US11828184B2 (en) | 2020-03-03 | 2023-11-28 | Safran Aircraft Engines | Method for manufacturing a composite platform for an aircraft turbine engine fan |
| WO2021176160A1 (fr) | 2020-03-03 | 2021-09-10 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d'aeronef |
| CN115315565B (zh) * | 2020-03-03 | 2024-05-28 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于制造飞行器涡轮发动机风扇的复合平台的方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2988427B1 (fr) | 2017-07-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2988427A1 (fr) | Plate-forme inter-aubes | |
| CA2891293C (fr) | Preforme et aube monobloc pour turbomachine | |
| EP2919954B1 (fr) | Preforme et module d'aubes monobloc pour un carter intermediaire de turbomachine | |
| FR3029563A1 (fr) | Plateforme a faible rapport de moyeu | |
| WO2011012679A2 (fr) | Secteur de virole exterieure pour couronne aubagee de stator de turbomachine d'aeronef, comprenant des cales amortisseuses de vibrations | |
| FR2940353A1 (fr) | Roue mobile de turbomachine a aubes en materiau composite. | |
| EP4185519A1 (fr) | Turbomachine d'aeronef comportant des aubes d'helice a calage variable | |
| FR2988426A1 (fr) | Plate-forme inter-aubes | |
| EP3589468B1 (fr) | Preforme et aube monobloc pour turbomachine | |
| BE1023290B1 (fr) | Aube composite de compresseur de turbomachine axiale | |
| EP3990752A1 (fr) | Plateforme inter-aube avec caisson sacrificiel | |
| CA2831522A1 (fr) | Flasque d'etancheite pour etage de turbine de turbomachine d'aeronef, comprenant des tenons anti-rotation fendus | |
| EP2427659B1 (fr) | Virole pour stator de turbomoteur d'aéronef á fentes de déchargement mécanique d'aubes | |
| EP3409902B1 (fr) | Système d'étanchéité pour compresseur de turbomachine | |
| EP3898157B1 (fr) | Preforme avec un renfort fibreux tisse en une seule piece pour plateforme inter aube | |
| FR3029961A1 (fr) | Roue a aubes avec becquets pour une turbine de turbomachine | |
| FR2957969A1 (fr) | Dispositif d'etancheite entre les talons d'aubes adjacentes en materiau compositie d'une roue mobile de turbomachine | |
| EP4313574A1 (fr) | Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé | |
| EP3663530B1 (fr) | Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee | |
| EP3382155B1 (fr) | Système d'étanchéité pour turbomachine et turbomachine associée | |
| EP4022173A1 (fr) | Hybridation des fibres du renfort fibreux d'une aube de soufflante | |
| BE1027190B1 (fr) | Rotor hybride avec inserts | |
| WO2021005312A1 (fr) | Aube de soufflante | |
| WO2024105338A1 (fr) | Element de rotor pour turbomachine a aubes composites liees a un disque metallique | |
| FR3108663A1 (fr) | Aube de soufflante rotative de turbomachine, soufflante et turbomachine munies de celle-ci |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |