FR3055663A1

FR3055663A1 - Dispositif d'etancheite pour turbomachine

Info

Publication number: FR3055663A1
Application number: FR1658306A
Authority: FR
Inventors: Guy Judet Maurice; Yanice Renvoise
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2016-09-07
Filing date: 2016-09-07
Publication date: 2018-03-09
Anticipated expiration: 2036-09-07
Also published as: FR3055663B1

Abstract

L'invention concerne un dispositif (60) d'étanchéité pour turbomachine disposé entre une paroi interne (14) d'une chambre de combustion (11 et une plate-forme annulaire interne (32) d'un distributeur de turbine (12). Le dispositif (60) comprend un anneau d'étanchéité (61) engagé, par une première et une seconde gorges (65,67), respectivement avec une extrémité de la chambre de combustion (11) et une extrémité du distributeur de turbine (12), et au moins une pince élastique (63) montée dans la gorge (65) située à l'endroit de l'engagement entre l'anneau d'étanchéité (61) et l'extrémité de la chambre de combustion.

Description

Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES Société par actions simplifiée.

Demande(s) d’extension

Mandataire(s) : ERNEST GUTMANN - YVES PLASSERAUD SAS.

104/ DISPOSITIF D'ETANCHEITE POUR TURBOMACHINE.

FR 3 055 663 - A1 _ L'invention concerne un dispositif (60) d'étanchéité pour turbomachine disposé entre une paroi interne (14) d'une chambre de combustion (11 et une plate-forme annulaire interne (32) d'un distributeur de turbine (12). Le dispositif (60) comprend un anneau d'étanchéité (61 ) engagé, par une première et une seconde gorges (65,67), respectivement avec une extrémité de la chambre de combustion (11 ) et une extrémité du distributeur de turbine (12), et au moins une pince élastique (63) montée dans la gorge (65) située à l'endroit de l'engagement entre l'anneau d'étanchéité (61 ) et l'extrémité de la chambre de combustion.

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DISPOSITIF D'ETANCHEITE POUR TURBOMACHINE

L’invention concerne un dispositif d'étanchéité pour turbomachine.

Parmi ces dispositifs, il en existe qui sont disposés entre une paroi interne et/ou externe d'une chambre de combustion de la turbomachine et une plate-forme annulaire interne et/ou externe d’un distributeur de turbine disposé en sortie de la chambre de combustion, autour d’un axe de la turbomachine.

Telle est la situation imposée dans l’invention.

Dans ce qui suit, et sauf cas particulier :

- axe ou axial a pour sens parallèle à l’axe de la turbomachine, axe autour duquel tourne les pales rotatives de cette turbomachine,

- radial a pour sens radial à cet axe,

- amont et aval définissent les côtés respectivement d’entrée et de sortie des gaz, y compris l’air, qui circulent dans la turbomachine, globalement axialement,

- interne et externe définissent des positions radiales respectives.

Une (chaque) chambre de combustion de turbomachine comprend deux parois de révolution sensiblement coaxiales respectivement interne et externe qui délimitent entre elles la chambre et dont chacune est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire de fixation sur un carter de la turbomachine. Un distributeur de turbine, typiquement de turbine haute pression, qui peut être sectorisé, est agencé en sortie de cette chambre et comprend une ou plusieurs plates-formes annulaires (et par exemple deux plates-formes respectivement interne et externe) qui sont reliées entre elles par des aubes sensiblement radiales. Les plates-formes interne et externe du distributeur s'étendent sensiblement dans le prolongement axial des parois interne et externe de la chambre, respectivement. Les extrémités amont des plates-formes du distributeur sont séparées axialement des extrémités aval des parois de la chambre par des espaces annulaires, de façon à ce que les parois de la chambre et les plates-formes du distributeur puissent se dilater librement en fonctionnement de la turbomachine. Des moyens d'étanchéité sont interposés axialement entre les extrémités aval des parois de la chambre et les extrémités amont des plates-formes du distributeur pour limiter le passage de gaz chauds radialement depuis l'intérieur vers l'extérieur de la chambre à travers les espaces annulaires précités entre la chambre et le distributeur.

Il est connu de former au moins certains moyens d'étanchéité par des ressorts et lamelles à orientation circonférentielle qui sont disposées circonférentiellement les unes à côté des autres autour de l'axe de la chambre, chaque lamelle étant fixée à l'extrémité amont de la plate-forme d'un secteur de distributeur et étant en appui sur l'extrémité aval de la paroi de la chambre ou sur sa bride de fixation. Chaque moyen d'étanchéité comporte en outre des couvre-joints qui sont montés entre les lamelles adjacentes pour obturer les espaces inter-lamelles et limiter ainsi le passage de gaz chauds à travers ces espaces.

D’autres solutions existent dans FR 2937098 et dans FR 2991387.

Un but de l’invention est de proposer des caractéristiques plus aisées à mettre en œuvre, voire plus rapides à installer et moins coûteuses, sans altérer la qualité de l’étanchéité, et notamment maintenir les conditions opérationnelles de pression souhaitées.

Dans ce cadre, il est proposé que le dispositif, à disposer donc entre une paroi interne et/ou externe de la chambre de combustion considérée et une plate-forme annulaire interne et/ou externe du distributeur de turbine disposé en sortie de cette chambre de combustion, globalement autour de l’axe de la turbomachine, soit tel qu'il comprenne:

- un anneau d’étanchéité, formé circonférentiellement en une ou plusieurs portions et engagé, à deux extrémités opposées, par une première et une seconde gorges, respectivement avec une extrémité de la chambre de combustion et une extrémité du distributeur de turbine, de façon à permettre des coulissements relatifs dans des directions sensiblement axiale et radiale, respectivement,

- et au moins un moyen élastique monté dans la gorge située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité et l’extrémité de la chambre de combustion, pour limiter les usures de l’anneau d’étanchéité.

Ainsi, même si l’anneau d’étanchéité est sectorisé (formé circonférentiellement en plusieurs portions), on réduira de toute façon le nombre de pièces par rapport notamment aux solutions à ressorts et lamelles. La mise en place et les possibles opérations de maintenance seront facilitées. La compacité sera accrue, voire la robustesse. La conception globale sera aussi facilitée.

Pour optimiser ces aspects et les conditions d’étanchéité, deux modes de réalisation ont plus particulièrement été en outre définis.

Dans le premier, la première gorge dans laquelle est monté le moyen élastique sera une gorge sensiblement axiale définie par une partie de la paroi interne ou externe de la chambre de combustion, la seconde gorge, sensiblement radiale, située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité et l’extrémité du distributeur de turbine, étant alors, de préférence, définie par une partie de l’anneau d’étanchéité.

C’est par une interface sensiblement axiale que l’étanchéité entre l’intérieur de la chambre de combustion (veine primaire dans un moteur double flux) et le hors veine sera alors principalement assurée et que l’écart de pression entre ces zones pourra être maintenu.

Dans ce cas, il pourra être jugé opportun que, dans la première gorge, le moyen élastique soit monté autour d’une partie (amont) d’extrémité renflée de l’anneau d’étanchéité, assurant ainsi une fabrication simple de cet anneau qui présentera donc typiquement par contre une gorge à son extrémité opposée (aval).

Dans le deuxième mode de réalisation, la première gorge, dans laquelle est monté le moyen élastique pourra être une gorge sensiblement radiale définie par une partie de l’anneau d’étanchéité, la seconde gorge, sensiblement axiale, située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité et l’extrémité du distributeur de turbine, étant alors, de préférence, définie par une partie d’extrémité de la plate-forme annulaire interne ou externe du distributeur de turbine.

C’est donc alors par une interface sensiblement radiale que l’étanchéité entre l’intérieur de la chambre de combustion (veine primaire dans un moteur double flux) et le hors veine sera alors principalement assurée et que l’écart de pression entre ces zones pourra être maintenu, de nouveau en partie amont, au niveau de la liaison entre l’anneau et la chambre de combustion.

Ce deuxième mode de réalisation pourrait être plus compact que le précédent et rapprocher axialement au plus près la chambre de combustion et le distributeur de turbine.

D’autant que, dans ce cas, il pourra être jugé opportun que, dans la première gorge, le moyen élastique soit monté autour d’une partie sensiblement radiale renflée de ladite extrémité de la chambre de combustion. Une casquette de prolongement de cette extrémité de la chambre de combustion pourra alors typiquement couvrir cette partie sensiblement radiale renflée, rapprochant d’autant, axialement, le distributeur de turbine.

L’utilisation de parties renflées autour desquelles les fonds de pinces, en tant que dits moyens élastiques, pourront être engagés favorisera l’étanchéité attendue et le rattrapage des jeux de montage (voire démontage).

Pour favoriser les conditions de mises en place, voire de maintenance, il est même proposé que la (chaque) pince élastique, en tant que dit moyen élastique :

- présente un fond et une ouverture où deux mors se rapprochent ou s’éloignent,

- et soit montée dans la première gorge par ledit fond, de façon que l’ouverture demeure accessible depuis l’extérieur de la première gorge.

Pour favoriser la pérennité des anneaux d’étanchéité (tenue en température, souplesse...), il est aussi proposé que la (chaque) chambre de combustion et l’(chaque) anneau d’étanchéité soient dans un même matériau.

L’invention concerne également une turbomachine, telle qu’un turboréacteur, comprenant un tel dispositif avec tout ou partie de ses caractéristiques ici présentées.

L’invention sera si nécessaire mieux comprise et d’autres détails, avantages et caractéristiques de l’invention pourront apparaître à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 est une coupe axiale schématique d'une chambre de combustion et d'un distributeur de turbine d'une turbomachine, entre lesquels sont montés des moyens d'étanchéité selon une technique antérieure ;

- la figure 2 est une vue schématique locale tridimensionnelle en zone II de la figure 1 où la solution locale de cette figure 1 a été remplacée par une solution conforme à l’invention ;

- la figure 3 est une vue en coupe axiale de la solution de la figure 2;

- la figure 4 est une vue schématique locale tridimensionnelle conforme à l’invention et alternative à celle de la figure 2;

- la figure 5 est, de nouveau en coupe axiale, une vue de la solution de la figure 4,

- et les figures 6 et 7 montrent les applications possibles des solutions précitées également aux parois externes, respectivement de la chambre de combustion et du distributeur de turbine.

Sur un art antérieur tel que figure 1, une chambre annulaire de combustion 11 parmi les différentes chambres de combustion, circonférentiellement réparties, d'une turbomachine 1, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, est agencée en aval d'un compresseur et d'un diffuseur (non représentés), et en amont d'un distributeur 12 d'entrée d'une turbine 10, ici une turbine haute-pression. La chambre de combustion 11 comprend des parois de révolution interne 14 et externe 16 qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre et qui sont reliées en amont à une paroi annulaire 18 de fond de chambre. La paroi externe 16 de la chambre est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire externe 20 qui est fixée à sa périphérie externe sur un carter externe 22 de la chambre, et sa paroi interne 14 est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire interne 24 qui est fixée à sa périphérie interne sur un carter interne 26 de la chambre.

Le distributeur 12 est fixé en aval de la chambre par des moyens appropriés et comprend des plates-formes annulaires interne 32 et externe 34 qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre et qui sont reliées entre elles par des aubes 36 sensiblement radiales. La plate-forme externe 34 du distributeur 12 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la paroi externe 16 de la chambre, et sa plate-forme interne 32 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la paroi interne 14 de la chambre. Ce distributeur 12 peut être sectorisé et formé alors de plusieurs secteurs disposés les uns à côté des autres sur une circonférence centrée sur l'axe de révolution de la chambre. Ainsi, les plates-formes 32, 34 du distributeur peuvent former des secteurs, comme montré figures 2,4. Elles délimitent avec les brides 20, 24 de fixation de la chambre deux espaces annulaires 38, respectivement interne et externe, qui débouchent à une de leurs extrémités à l'intérieur de la chambre et qui sont fermés à l'autre de leurs extrémités par des moyens d'étanchéité 40, 40' montés entre les plates-formes 32, 34 et les brides 20, 24.

Du carburant est amené par des injecteurs 30 fixés sur le carter externe 22, et une partie du débit d'air, fourni par le compresseur situé en amont, passe par des ouvertures 28 de la paroi 18 et alimente la chambre de combustion 11 (flèches 42). L'autre partie du débit d'air alimente des veines annulaires interne 44 et externe 46 de contournement de la chambre (flèches 48).

La veine interne 44 est formée entre le carter interne 26 et la paroi interne 14 de la chambre, et l'air qui passe dans cet espace se partage en un débit qui pénètre dans la chambre 11 par des orifices 50 de la paroi interne 14, et en un débit qui passe à travers des trous 52 de la bride interne 24 de la chambre pour aller notamment refroidir le moyen d'étanchéité interne 40' et la périphérie externe de la bride 24 reliée à la paroi 14 de la chambre. Une partie de l'air qui passe à travers la bride 24 traverse ensuite le distributeur 12 en passant radialement de l'intérieur vers l'extérieur à travers des cavités internes des aubes 36 du distributeur.

La veine externe 46 est formée entre le carter externe 22 et la paroi externe 16 de la chambre, et l'air qui passe dans cet espace se partage en un débit qui pénètre dans la chambre 11 par des orifices 50 de la paroi externe 16 et en un débit qui passe à travers des trous 53 de la bride externe 20 et s'ajoute au débit d'air qui traverse les aubes 36 du distributeur, cet air permettant notamment de refroidir le moyen d'étanchéité externe 40 et la périphérie interne de la bride 20.

Les figures 2 et suivantes montrent des solutions présentant des caractéristiques plus aisées à mettre en oeuvre, voire plus rapides à installer et moins coûteuses, sans altérer la qualité de l’étanchéité, et permettant de maintenir les conditions opérationnelles de pression souhaitées. Le nombre de pièces est limité, la compacité optimisée, voire la robustesse. La conception globale est aussi facilitée par rapport à la solution de la figure 1.

Sur la solution illustrée figure 2, on retrouve le distributeur 12 et ses plates-formes annulaires respectivement interne 32 et externe 34 et en amont la paroi interne 14 de la chambre de combustion 11.

L’Angle entre l'axe 54 de révolution de la chambre de combustion 11 et l’axe 55 (global) de la turbomachine étant limité, on considérera comme (sensiblement) axial l’orientation amont-aval de la paroi 14 sur les figures 2 et suivantes, de là la désignation 54/55 de l’axe sur ces figures.

Ainsi, axialement entre la paroi interne 14 et la plateforme annulaire interne 32, est maintenant interposé le dispositif d'étanchéité 60, en remplacement du moyen d'étanchéité interne 40'.

Dans toutes les réalisations illustrées, le dispositif d'étanchéité 60 comprend un anneau d’étanchéité 61 et au moins un dit moyen élastique 63, une pince élastique, dans l’exemple.

L’anneau d’étanchéité 61, circonférentiellement en une ou plusieurs portions, est engagé, à deux extrémités opposées, par une première et une seconde gorges 65 (respectivement 65’ figure 5), 67 (respectivement 67’ figure 5), respectivement avec une extrémité 69 (respectivement 69’ figure 5) de la chambre de combustion 11 et une extrémité 71 (respectivement 71’ figure 5) du distributeur de turbine 12, de façon à permettre des coulissements relatifs dans des directions sensiblement axiale 73 et radiale 75, respectivement.

Ainsi, comme les plates-formes, l’anneau d’étanchéité 61 et/ou la pince élastique 63 pourront être sectorisés.

Pour l’étanchéité et les performances d’ensemble visées, la pince 63 est montée dans la gorge 65 (respectivement 65’ figure 5) située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité 61 et l’extrémité 69 (respectivement 69’ figure 5) de la chambre de combustion 11.

Dans le premier mode de réalisation schématisé donc figures 2,3, la première gorge 65 dans laquelle est montée la pince élastique 63 est une gorge sensiblement axiale définie par une partie de la paroi interne 14 en forme de U, à l’extrémité aval 69 de la chambre de combustion.

Ainsi, hors (radialement à l’intérieur) de la veine 70 de gaz qui est délimitée par le volume interne de la chambre de combustion et qui débouche sensiblement axialement sur le distributeur de turbine 12, la paroi interne 14 est-elle doublée en extrémité aval par une excroissance 72 de façon qu’entre elles soit définie la première gorge 65 ouverte donc vers l’aval.

La seconde gorge 67 est par contre sensiblement radiale et située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité 61 et l’extrémité amont 71 du distributeur de turbine. Cette seconde gorge 67, ouverte radialement vers l’extérieur, est définie par une partie 77 de l’anneau d’étanchéité 61.

La partie 77 forme vers l’aval un U à l’extrémité aval de l’anneau d’étanchéité pour y définir la gorge 67 sensiblement radiale.

Dans cette gorge s’engage, librement en direction radiale (flèche 75), un rebord sensiblement radial formant l’extrémité amont 71 de la plateforme annulaire interne 32 du distributeur 32.

Favorablement, dans la première gorge 65, la pince élastique 63 est montée autour d’une partie 79 sensiblement axiale d’extrémité amont renflée de l’anneau d’étanchéité 61.

Dans le second mode de réalisation schématisé donc figures 4,5, la première gorge 65’, dans laquelle est montée la pince élastique 63, est une gorge sensiblement radiale, ouverte radialement vers l’extérieur et définie par une partie 81 de l’anneau d’étanchéité 61.

La seconde gorge 67’, sensiblement axiale, située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité 61 et l’extrémité amont du distributeur de turbine 12, est quant à elle définie par une partie formant l’extrémité 71’ amont de la plateforme annulaire interne 32 du distributeur.

Dans cette gorge 67’ s’engage, librement en direction axiale (flèche 73), un rebord 83 sensiblement axial formant l’extrémité aval de l’anneau d’étanchéité 61. Une excroissance 87 sensiblement axiale double en extrémité amont la plateforme annulaire interne 32 pour définir la seconde gorge 67’ ouverte donc vers l’amont.

Dans la première gorge 65’ s’engage, librement en direction radiale (flèche 75), une paroi 85 sensiblement radiale qui s’étend depuis la paroi interne 14, à l’extrémité aval de la chambre de combustion.

La paroi interne 14b se prolonge vers l’aval au-delà de la paroi 85, ce qui favorise la continuité axiale de la veine 70 si la paroi 32 est à peu près adjacente.

Pour ne pas perturber la veine 70, tant la paroi 85 que l’excroissance 87 et de fait tout le dispositif 60 sont, plus encore que dans le cas ίο précédent, situés hors de cette veine, ici radialement à l’intérieur vis-à-vis d’elle, dès lors qu’il s’agit d’un montage côté paroi interne de la chambre de combustion et de la plate-forme en regard du distributeur de turbine. Ainsi, dans le cas, comme ci-après (voir figures 6 et 7), d’un montage côté paroi externe de la chambre de combustion et de la plate-forme externe en regard du distributeur de turbine, tant la paroi 185 que l’excroissance 187 et de fait tout le dispositif 60 seraient situés radialement à l’extérieur de la veine 70.Si l’on revient aux figures 4,5, on notera encore que, de nouveau, on a ici favorablement prévu que, dans la première gorge 65’, la pince élastique 63 soit montée autour d’une partie sensiblement radiale renflée de ladite extrémité 69’ de la chambre de combustion.

La partie renflée 89 forme le bout libre de la paroi 85.

Compte tenu de ce qui précède, et de façon que l’ouverture de la pince élastique 63 demeure accessible depuis l’extérieur de la première gorge 65,65’, cette pince élastique, qui présente donc un fond 91 et une ouverture où deux mors 93a,93b se rapprochent ou s’éloignent, sera favorablement montée dans ladite première gorge par son fond.

En situation, les déplacements axiaux 73 et radiaux 75 seront engendrés par des contraintes thermiques et mécaniques. La pince élastique 63 (appelée aussi clinquant) permettra de limiter les usures dues au chariotage de l’anneau d’étanchéité 61 dans la gorge 65/65’ qui le reçoit et aussi de supprimer ou limiter les fuites entre la veine 70 et les zones hors veine.

Avec les figures 6 et 7, on comprend que ce qui vient d’être présenté en référence aux parois internes, respectivement de la chambre 11 de combustion et du distributeur 10 de turbine est applicable aux parois externes respectivement 16 de cette chambre de combustion et 34 dudit distributeur de turbine, par symétrie axiale par rapport à l’axe 55.

Sur ces figures, les mêmes pièces ou éléments du dispositif d'étanchéité 60 ont été repérées, incrémentées de 100, une transposition ainsi incrémentée pouvant donc être faite dans le texte ci-avant, en liaison avec ces figures, et en considérant donc lesdites parois externes, et non plus internes.

Claims

REVENDICATIONS

1. Dispositif d'étanchéité pour turbomachine disposé entre une paroi interne (14) et/ou externe (16) d'une chambre de combustion (11) de la turbomachine et une plate-forme annulaire interne (32) et/ou externe (34) d’un distributeur (12) de turbine disposé en sortie de la chambre de combustion (11) autour d’un axe (55) de la turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend :

- un anneau d’étanchéité (61,161), circonférentiellement en une ou plusieurs parties, engagé, à deux extrémités opposées, par une première et une seconde gorges (65,67,65’,67’, 165,167,165’, 167’), respectivement avec une extrémité de la chambre de combustion (11) et une extrémité du distributeur (12) de turbine, de façon à permettre des coulissements relatifs dans des directions sensiblement axiale et radiale, respectivement,

- et au moins un moyen élastique (63 ; 163), monté dans la gorge (65,65’ ; 165,165’) située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité (61) et l’extrémité de la chambre de combustion, pour limiter les usures de l’anneau d’étanchéité (61).
2. Dispositif d'étanchéité selon la revendication 1, où la première gorge (65,165) dans laquelle est montée le moyen élastique (63,163) est une gorge sensiblement axiale définie par une partie de la paroi interne (14) ou externe (16) de la chambre de combustion (11), la seconde gorge (67,167), sensiblement radiale, située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité (61 ; 161) et l’extrémité du distributeur de turbine (12), étant définie par une partie de l’anneau d’étanchéité.
3. Dispositif d'étanchéité selon la revendication 2 où, dans la première gorge (65,165), le moyen élastique (63 ; 163) est monté autour d’une partie d’extrémité renflée (79 ; 179) de l’anneau d’étanchéité (61 ; 161).
4. Dispositif d'étanchéité selon la revendication 1, où la première gorge (65’ ; 165’), dans laquelle est montée le moyen élastique (63 ; 163), est une gorge sensiblement radiale définie par une partie de l’anneau d’étanchéité (61 ; 161), la seconde gorge (67, 67’; 167,167’), sensiblement axiale, située à l’endroit de l’engagement entre l’anneau d’étanchéité (61 ; 161) et l’extrémité du distributeur de turbine (12), étant définie par une partie d’extrémité de la plate-forme annulaire interne (32) et/ou externe (34) du distributeur de turbine.
5. Dispositif d'étanchéité selon la revendication 4, où, dans la première gorge (65’,65’ ; 165,165’), le moyen élastique (63 ; 163) est monté autour d’une partie sensiblement radiale renflée (89 ; 189) de ladite extrémité de la chambre de combustion (11 ).
6. Dispositif d'étanchéité selon l’une des revendications précédentes, où le moyen élastique (63 ; 163) est une pince élastique qui :

- présente un fond (91) et une ouverture où deux mors (93a, 93b) se rapprochent ou s’éloignent,

- et est montée dans la première gorge (65,65’ ; 165,165’) par ledit fond, de façon que l’ouverture demeure accessible depuis l’extérieur de la première gorge.
7. Dispositif d'étanchéité selon l’une des revendications précédentes, où la chambre de combustion (11) et l’anneau d’étanchéité (61 ; 161) sont dans un même matériau.
8. Turbomachine caractérisée en ce qu’elle comporte au moins un dispositif d’étanchéité selon l’une quelconque des revendications 1 à 7.