FR3026795B1 - Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores - Google Patents

Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores Download PDF

Info

Publication number
FR3026795B1
FR3026795B1 FR1459505A FR1459505A FR3026795B1 FR 3026795 B1 FR3026795 B1 FR 3026795B1 FR 1459505 A FR1459505 A FR 1459505A FR 1459505 A FR1459505 A FR 1459505A FR 3026795 B1 FR3026795 B1 FR 3026795B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
compressor
housing
brush
casing
brush seal
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.)
Active
Application number
FR1459505A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3026795A1 (fr
Inventor
Joseph Cellier Damien
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
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS, SNECMA SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1459505A priority Critical patent/FR3026795B1/fr
Publication of FR3026795A1 publication Critical patent/FR3026795A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3026795B1 publication Critical patent/FR3026795B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/32—Sealings between relatively-moving surfaces with elastic sealings, e.g. O-rings
    • F16J15/3284—Sealings between relatively-moving surfaces with elastic sealings, e.g. O-rings characterised by their structure; Selection of materials
    • F16J15/3288—Filamentary structures, e.g. brush seals
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/56—Brush seals

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un carter (18) de compresseur de turbomachine comportant une face (24) annulaire interne à proximité de laquelle les sommets (14a) des aubes (14) d'un étage du compresseur se déplacent, qui comporte des moyens pour limiter les écoulements de gaz entre le sommet (14a) de chaque aube (14) et ladite face (24) annulaire interne du carter (18), caractérisé en ce que lesdits moyens pour limiter les écoulements de gaz comportent un joint à brosse (26) constitué d'au moins une brosse (28) répartie sur au moins une ligne directrice circulaire de la face (24) annulaire interne du carter (18).

Description

CARTER DE COMPRESSEUR COMPORTANT DES MOYENS D'ÉTANCHÉITÉ AMÉLIORÉS
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne un carter de compresseur de turbomachine d'aéronef comportant des moyens d'étanchéité au niveau de la face annulaire interne du carter de compresseur, pour limiter les écoulements parasites qui se produisent entre les sommets des aubes et le carter.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Une turbomachine d'aéronef comporte un ou plusieurs étages de compresseur dans lesquels l'air aspiré dans l'entrée d'air est comprimé pour être injecté dans une chambre de combustion pour servir de comburant à un carburant. Les gaz brûlés sont ensuite détendus dans une turbine pour entraîner le compresseur puis éjectés.
Chaque étage de compresseur comporte des aubes montées sur un rotor, qui sont mobiles en rotation autour de l'axe principal du rotor. L'étage de compresseur comporte aussi un carter délimitant une veine d'écoulement d'air, qui entoure les aubes mobiles de l'étage de compresseur. L'extrémité radiale externe libre de chaque aube, communément appelé "sommet" de l'aube, évolue à proximité de la face annulaire interne du carter.
La distance radiale entre le sommet de chaque aube et la face interne du carter doit être aussi faible que possible pour limiter les écoulements parasites qui se forment dans cet espace, car ces écoulements parasites réduisent l'efficacité de l'étage de compresseur.
Cette distance radiale doit aussi ne pas être trop faible pour éviter d'endommager le sommet de l'aube lorsqu'il vient en contact avec la face interne du carter, lorsque l'aube se dilate sous l'action de forces centrifuges ou de la chaleur.
Pour limiter les dommages sur le sommet de l'aube, il a été proposé de recouvrir la face interne du carter avec un matériau dit "abradable" qui est apte à s'user préférentiellement par rapport à l'aube en cas de contact.
Cependant, selon les conditions du contact entre le sommet d'aube et l'abradable, un phénomène d'auto engagement dynamique de l'aube, c'est-à-dire une entrée en résonnance vibratoire de la pale dans une fréquence donnée, peut se produire et entraîner des dégâts dans l'aube pouvant amener à la rupture de celle-ci.
Une autre solution pour limiter les écoulements parasite est de réaliser des cavités dans la face interne du carter, au niveau de la zone de passage des sommets d'aubes.
Une telle solution est appelée "traitement de carter" et est décrite par exemple dans les documents FR-A-2.989.743 et FR-A-2.989.742.
Le traitement de carter permet d'augmenter la marge au décrochage du compresseur , mais il induit des pertes de performances de l'étage de compresseur. L'invention a pour but de proposer un carter de turbomaehine comportant des moyens d'étanchéité limitant les pertes aérodynamiques dans un étage de compresseur.
EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention propose un carter de compresseur de turbomaehine comportant une face annulaire interne à proximité de laquelle les sommets des aubes d'un étage du compresseur se déplacent, qui comporte des moyens pour limiter les écoulements de gaz entre le sommet de chaque aube et ladite face annulaire interne du carter, caractérisé en ce que lesdits moyens pour limiter les écoulements de gaz comportent un joint à brosse constitué d'au moins une brosse répartie sur au moins une ligne directrice circulaire de la face annulaire interne du carter.
Le joint à brosse permet de réduire les écoulements d'air parasites entre les sommets des aubes et la face interne du carter, et ils peuvent venir en contact avec les sommets des aubes sans risquer d'endommager les aubes ni d'être endommagés, et sans risquer non plus de générer un auto-engagement dynamique.
De préférence, le joint à brosse est constitué d'une pluralité de brosses réparties le long de ladite ligne directrice du carter.
De préférence, le joint à brosse est constitué d'une brosse unique qui s'étend sur toute la longueur de chaque ligne directrice du carter.
De préférence, le joint à brosse comporte plusieurs brosses distribuées sur plusieurs lignes directrices circulaires décalées axialement l'une par rapport à l'autre.
De préférence, chaque brosse comporte une pluralité de brins qui sont inclinés par rapport à un plan radial perpendiculaire à l'axe principal du carter.
De préférence, chaque brosse comporte une pluralité de brins qui sont inclinés par rapport à un plan axial contenant l'axe principal du carter.
De préférence, chaque brin est incliné par rapport audit plan axial vers l'amont, selon le sens de rotation des aubes dans le carter.
De préférence, chaque brosse comporte une pluralité de brins réalisés en carbone. L'invention propose aussi un étage de compresseur comportant un disque de rotor comprenant une pluralité d'aubes orientées principalement radialement par rapport au rotor, caractérisé en ce qu'il comporte un carter situé autour des aubes, qui est réalisé selon l'invention, et comporte un joint à brosse situé axialement par rapport à I'axe principal de l'étage de compresseur, au niveau du sommet des aubes.
De préférence, la distance radiale entre l'extrémité radiale interne libre de chaque brin du joint à brosse et la face annulaire interne du carter est inférieure à la distance radiale entre le sommet d'extrémité radiale externe libre de chaque aube et la face annulaire interne du carter.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles : - la figure 1 est une représentation schématique en section axiale d'un compresseur de turbomachine comportant un carter muni de joint à brosse selon l'invention ; - la figure 2 est un détail à plus grande échelle du compresseur représenté à la figure 1, montrant un exemple de réalisation du joint à brosse ; - les figures 3 et 4 sont des représentations schématiques en section radiale d'un étage de compresseur montrant d'autres exemples de réalisation du joint à brosse.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
On a représenté à la figure 1 un compresseur 10 de turbomachine, par exemple d'un turbopropulseur d'aéronef.
Le compresseur 10 est constitué d'une succession d'aubes fixes 12 et d'aubes mobiles 14 formant des étages 16 consécutifs, par lesquels un flux d'air aspiré est comprimé au fur et à mesure qu'il circule au travers des étages 16.
Le compresseur 10 comporte aussi un carter annulaire extérieur 18 qui porte les aubes fixes 12 et un rotor 20 radialement central qui porte les aubes mobiles 14.
Le carter 18 et les extrémités radiales internes des aubes 12, 14 délimitent une veine 22 de circulation du flux d'air au travers du compresseur 10.
Comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, chaque aube mobile 14 comporte une extrémité radiale externe 14a appelée "sommet", qui est située en vis à vis et à distance radialement d'une face annulaire interne 24 du carter 18.
Le jeu radial entre le sommet 14a de chaque aube 14 et la face interne 24 du carter 18 a pour conséquence la formation d'écoulements d'air parasites au niveau des sommets des aubes lors du fonctionnement de la turbomachine.
Pour limiter ces écoulements d'air, le compresseur comporte un joint à brosse 26 qui est porté par le carter 18 et qui s'étend dans l'espace défini par le jeu entre les sommets 14a des aubes 14 et la face interne 24 du carter 18.
Le joint à brosse 26 est constitué d'au moins une brosse 28 qui s'étend le long d'une ligne directrice circulaire de la face annulaire interne 24 du carter 18.
Chaque brosse est constituée d'une pluralité de brins 30 dont le matériau constitutif des brins est à base de carbone, d'acier ou de tout autre métal adapté à former un brin 30 flexible et apte à subir les contraintes mécaniques et thermiques générées par le contact avec les sommets 14a des aubes 14 et le flux d'air au travers de la veine 22.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 2, le joint à brosse 26 comporte plusieurs brosses 28 réparties le long de plusieurs lignes directrices circulaires parallèles qui sont décalées axialement les unes par rapport aux autres.
De préférence, les lignes directrices parallèles sont espacées axialement selon un pas constant prédéfini.
La dimension axiale du joint à brosse 26 est ici supérieure à la dimension axiale du sommet 14a des aubes 14 associées, c'est-à-dire que le joint à brosse 26 s'étend axialement en amont du bord d'attaque de l'aube 14 et en aval du bord de fuite de l'aube 14.
Comme on peut le voir à la figure 3, selon un premier exemple de réalisation, le joint à brosse 26 comporte une brosse 28 qui s'étend sur toute la longueur circonférentielle de la directrice circulaire associée.
Selon un deuxième exemple représenté à la figure 4, le joint à brosse 26 comporte une pluralité de brosses 28 qui sont réparties sur toute la longueur circonférentielle de la directrice circulaire associée. Un tel exemple de réalisation du joint à brosse 26 reproduit au moins en partie les effets d'un traitement de carter dans la paroi interne 24 du carter 18.
Chaque brosse 28 du joint à brosse 26 est constituée d'une pluralité de brins 30 faisant saillie radialement par rapport à la paroi interne 24 du carter 18.
Selon un premier mode de réalisation des brins 30, chaque brin 30 est incliné par rapport à un plan radial, c'est-à-dire un plan perpendiculaire à I'axe principal du carter 18.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 2, chaque brin 30 est incliné vers l'amont par rapport à un plan radial. Selon une variante de réalisation, chaque brin 30 est incliné vers l'aval par rapport à un plan radial. De préférence, la valeur de l'angle d'inclinaison de chaque brin 30 par rapport à un plan radial est comprise dans l'intervalle [-60°; +60°].
Selon un autre mode de réalisation des brins 30, chaque brin 30 est incliné par rapport à un plan axial, c'est-à-dire un plan passant par l'axe principal du carter 18 et passant par un point prédéfini du brin 30.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 3, chaque brin 30 est incliné par rapport à un plan axial associé vers l'amont, selon le sens de rotation des pales 24 par rapport au carter 18. Selon une variante de réalisation, chaque brin 30 est incliné vers l'aval par rapport au plan axial associé.
De préférence, la valeur de l'angle 32 d'inclinaison vers l'amont de chaque brin 30 par rapport à un plan axial est comprise dans l'intervalle [-5°; +60°].
La longueur radiale de chaque brin 30 du joint à brosse 26 est définie en fonction de la dimension du jeu entre le sommet 14a des aubes 14 et la face interne 24 du carter 18.
Selon le mode de réalisation représenté à la figure 2, la longueur radiale de chaque brin 30, c'est-à-dire la distance radiale entre l'extrémité radialement interne libre de chaque brin 30 et la face interne 24 du carter 18, est inférieure à la distance radiale entre le sommet 14a de chaque aube 14 et la face interne 24 du carter lorsque la turbomachine fonctionne en régime de croisière.
Selon une variante de réalisation non représentée, la longueur radiale de chaque brin 30, c'est-à-dire la distance radiale entre l'extrémité radialement interne libre de chaque brin 30 et la face interne 24 du carter 18, est supérieure à la distance radiale entre le sommet 14a de chaque aube 14 et la face interne 24 du carter lorsque la turbomachine fonctionne en régime de croisière.

Claims (9)

  1. REVENDICATIONS
    1. Carter (18) de compresseur (10) de turbomachine comportant une face (24) annulaire Interne à proximité de laquelle les sommets (14a) des aubes (14) d'un étage du compresseur (10) se déplacent, qui comporte des moyens pour limiter les écoulements de gaz entre le sommet (14a) de chaque aube (14) et ladite face (24) annulaire interne du carter (18), lesdits moyens pour limiter les écoulements de gaz comportant un joint à brosse (26) constitué d'au moins une brosse (28) répartie sur au moins une ligne directrice circulaire de la face (24) annulaire interne du carter (18), caractérisé en ce que chaque brosse (28) comporte une pluralité de brins (30) réalisés en carbone.
  2. 2. Carter (18) de compresseur (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le joint à brosse (26) est constitué d'une pluralité de brosses (28) réparties le long de ladite ligne directrice du carter (18).
  3. 3. Carter (18) de compresseur (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le joint à brosse (26) est constitué d'une brosse (28) unique qui s'étend sur toute la longueur de chaque ligne directrice du carter (18).
  4. 4. Carter (18) de compresseur (10) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le joint à brosse (26) comporte plusieurs brosses (28) distribuées sur plusieurs lignes directrices circulaires décalées axialement l'une par rapport à l'autre.
  5. 5. Carter (18) de compresseur (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque brosse (28) comporte une pluralité de brins (30) qui sont inclinés par rapport à un plan radial perpendiculaire à Taxe principal du carter (18).
  6. 6. Carter (18) de compresseur (10) selon Tune quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque brosse (28) comporte une pluralité de brins (30) qui sont inclinés par rapport à un plan axial contenant Taxe principal du carter (18).
  7. 7. Carter (18) de compresseur (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque brin (30) est incliné par rapport audit plan axial vers l’amont, seion le sens de rotation des aubes (14) dans le carter (18).
  8. 8. Etage de compresseur (10) comportant un disque de rotor (20) comprenant une pluralité d'aubes (14) orientées principalement radialement par rapport au rotor (20), caractérisé en ce qu’il comporte un carter (18) situé autour des aubes (14), qui est réalisé selon l'une quelconque des revendications précédentes, et comporte un joint à brosse (26) situé axialement par rapport à l’axe principal de l'étage de compresseur (10), au niveau du sommet (14a) des aubes (14).
  9. 9. Etage de compresseur (10) selon la revendication 8, caractérisé en ce que la distance radiale entre l'extrémité radiale interne libre de chaque brin (30) du joint à brosse (26) et la face (24) annulaire interne du carter (18) est inférieure à la distance radiale entre le sommet (14a) d'extrémité radiale externe libre de chaque aube (14) et la face (24) annulaire interne du carter (18).
FR1459505A 2014-10-03 2014-10-03 Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores Active FR3026795B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459505A FR3026795B1 (fr) 2014-10-03 2014-10-03 Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1459505 2014-10-03
FR1459505A FR3026795B1 (fr) 2014-10-03 2014-10-03 Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3026795A1 FR3026795A1 (fr) 2016-04-08
FR3026795B1 true FR3026795B1 (fr) 2019-06-07

Family

ID=52450309

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1459505A Active FR3026795B1 (fr) 2014-10-03 2014-10-03 Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3026795B1 (fr)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6488471B1 (en) * 2000-10-04 2002-12-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Gas-turbine brush seals with permanent radial gap
US6880829B1 (en) * 2000-11-06 2005-04-19 Advanced Components & Materials, Inc. Compliant brush shroud assembly for gas turbine engine compressors
DE10244038A1 (de) * 2002-09-21 2004-04-01 Mtu Aero Engines Gmbh Einlaufbelag für Axialverdichter von Gasturbinen, insbesondere von Gasturbinentriebwerken
US6779799B2 (en) * 2002-11-27 2004-08-24 General Electric Company Sealing apparatus for electrical generator ventilation system

Also Published As

Publication number Publication date
FR3026795A1 (fr) 2016-04-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2908081C (fr) Diffuseur a ailettes d'un compresseur radial ou mixte
EP2085620B1 (fr) Compresseur de turboréacteur
CA2850901C (fr) Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombee
EP2795068B1 (fr) Redresseur de compresseur pour turbomachine
FR2971001A1 (fr) Aube de turbine destinee a etre utilisee dans des moteurs a turbine a gaz, et procede de fabrication de celle-ci
FR3043428A1 (fr) Aube de redresseur de turbomachine
FR3015591A1 (fr) Virole de compresseur comprenant une lechette d'etancheite equipee d'une structure d'entrainement et de deviation d'air de fuite
EP3607211B1 (fr) Diffuseur axial renforcé
FR2939852A1 (fr) Etage d'aubes statoriques dans un compresseur
FR3026795B1 (fr) Carter de compresseur comportant des moyens d'etancheite ameliores
US9631509B1 (en) Rim seal arrangement having pumping feature
FR3052494A1 (fr) Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite sur carter externe et/ou anneau interne
EP3350417B2 (fr) Dispositif de ventilation d'un carter de turbine d'une turbomachine
FR3089576A1 (fr) Rouet centrifuge
FR3082558A1 (fr) Distributeur de turbine pour turbomachine, comprenant un systeme passif de reintroduction de gaz de fuite dans une veine d'ecoulement des gaz
FR3065759A1 (fr) Rouet centrifuge pour turbomachine
FR2997128A1 (fr) Aubage redresseur de turbomachine
FR2978200A1 (fr) Diffuseur d'echappement de turbine basse pression avec turbulateurs
FR3026428B1 (fr) Aube de rotor de turbomachine a lechettes radiales
FR3010464A1 (fr) Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite a brosse
BE1030039B1 (fr) Separateur de flux dans une turbomachine
FR3079262A1 (fr) Aube fixe de turbine a refroidissement par impacts de jets d'air
BE1028337B1 (fr) Piège à débris
FR3053386A1 (fr) Roue de turbine
FR3127518A1 (fr) Étage de turbomachine comprenant au moins un anneau d’étanchéité

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20160408

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10