FR3087840A1 - Capot de nacelle pour ensemble propulsif d'aeronef - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un capot annulaire (30) pour un ensemble propulsif (10) d'aéronef, ce capot (30) comportant une surface annulaire extérieure (31) destinée à être balayée par un premier flux de gaz (F1) en fonctionnement de l'ensemble propulsif (10), le capot (30) comportant en outre au moins une grille (50) montée dans une ouverture du capot et configurée pour évacuer un second flux de gaz en fonctionnement, caractérisé en ce que ladite ouverture est située au sommet d'un bossage (60) en saillie sur ladite surface extérieure (31), ce bossage ayant un profil aérodynamique avec des sections axiale et transversale de formes convexes.

Description

CAPOT DE NACELLE POUR ENSEMBLE PROPULSIF D'AERONEF DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un capot de nacelle pour un ensemble propulsif d'aéronef, ainsi qu'un ensemble propulsif d'aéronef comportant un tel capot.
ETAT DE L'ART Un ensemble propulsif d'aéronef comprend une nacelle et un moteur du type turbomachine, la nacelle comprenant un carter de révolution délimitant une veine annulaire d'écoulement d'un flux de gaz appelé flux secondaire dans le cas d'une turbomachine à double flux.
La nacelle comprend en outre des capots définissant autour du carter un espace annulaire.
Certains équipements de la turbomachine sont montés dans la nacelle, c'est-à-dire dans l'espace précité, et peuvent être fixés sur son carter.
Les capots de la nacelle peuvent être amovibles pour autoriser l'accès à ces équipements pendant une opération de maintenance.
Un aéronef est en général équipé d'au moins deux ensembles propulsifs latéraux, c'est-à-dire deux ensembles propulsifs qui sont situés sur les côtés du fuselage de l'aéronef et sont fixés à ce fuselage ou aux ailes par l'intermédiaire de pylônes.
A bord d'un aéronef, il est nécessaire d'avoir à disposition de l'air chaud afin de pouvoir réaliser certaines fonctions, telles que le conditionnement d'air de la cabine de pilotage et de la cabine des passagers ou le dégivrage de certains organes de l'aéronef.
Cet air chaud provient des étages de compresseur de la turbomachine de l'aéronef et doit subir un refroidissement important avant utilisation.
Pour ce faire, on prévoit au moins un échangeur de chaleur, généralement appelé pré-refroidisseur (de l'anglais precooler encore connu sous l'acronyme POE), dans lequel de l'air chaud prélevé sur le moteur d'une turbomachine est refroidi par de l'air plus froid prélevé dans la veine de soufflante ou secondaire de cette turbomachine.
Cet échangeur comprend un premier circuit de gaz dont l'entrée est reliée par une conduite à des moyens de prélèvement de gaz chaud et la sortie est reliée à des 2 moyens d'alimentation en air chaud de l'aéronef.
Le prélèvement de gaz est fait sur le moteur et acheminé vers le premier circuit de gaz de l'échangeur par un conduit qui traverse la veine secondaire à l'intérieur d'un bras structural et est ensuite relié à l'entrée de ce premier circuit de gaz.
L'échangeur comprend un second circuit de gaz 5 qui est alimenté en air froid prélevé dans la veine secondaire de la turbomachine, cet air étant ensuite évacué vers l'extérieur après échange de chaleur avec l'air du premier circuit de gaz, en vue de son refroidissement.
De l'air chaud prélevé sur le moteur est refroidi au moyen de ce type d'échangeur et alimente l'aéronef pour réaliser certaines fonctions, telles que le 10 conditionnement d'air des cabines de pilotage et des passagers ou le dégivrage de certains organes de l'aéronef.
L'état de la technique offre un certain nombre de modes de réalisation de pré-refroidisseur (PCE), qui fonctionnent selon le principe d'un échange entre un flux de gaz frais ponctionné dans la veine secondaire d'une turbomachine à double flux 15 pour aéronef et rejeté à l'extérieur, et un flux de gaz chaud ponctionné dans la veine primaire de la turbomachine et dirigé dans des conduites à destination des parties de l'aéronef dont on souhaite réguler la température.
La demanderesse a décrit des exemples de PCE dans ses demandes de brevets FR-A1-3 015 569 et FR-Al -3 015 573.
20 Notamment, la demande de brevet FR-A1-3 015 569 décrit un échangeur comprenant deux circuits, respectivement primaire et secondaire.
Le circuit primaire, aussi appelé circuit chaud, a son entrée reliée à des moyens de prélèvement de gaz chaud sur le moteur (par exemple dans le module de compression), le sortie de ce circuit primaire étant reliée à des moyens d'alimentation en air chaud de l'aéronef.
Le 25 circuit secondaire, aussi appelé circuit froid, a son entrée reliée à des moyens de prélèvement de gaz du flux secondaire de l'ensemble propulsif, le sortie de ce circuit étant reliée à des moyens d'évacuation de l'air à l'extérieur de l'ensemble propulsif.
Un tel ensemble propulsif 1 est illustré à la figure 1.
Un conduit d'éjection 2 est monté directement en sortie du circuit secondaire, 30 sa sortie étant orientée sensiblement radialement vers l'extérieur.
La sortie du conduit 3 d'éjection est recouverte d'une grille d'échappement 3 débouchant de manière affleurante sur une surface externe d'un capot 4 amovible de la nacelle.
Un problème fréquemment rencontré avec cet agencement de la technique antérieure est que l'air sortant du conduit d'éjection présente localement des 5 températures très élevées, de sorte qu'en léchant la partie de la nacelle située immédiatement en aval de la sortie de ce conduit d'éjection, cet air chaud peut brûler cette partie de nacelle.
Une telle brûlure peut décolorer le revêtement de la nacelle, voire même endommager localement celle-ci, notamment lorsqu'elle est formée en matériaux composites.
10 La présente invention a notamment pour but de remédier à cet inconvénient.
EXPOSE DE L'INVENTION A cet effet, l'invention concerne un capot annulaire de nacelle pour un ensemble propulsif d'aéronef, ce capot comportant une surface annulaire extérieure 15 qui a un profil aérodynamique et qui est destinée à être balayée par un premier flux de gaz froid, ou air extérieur, en fonctionnement de l'ensemble propulsif, le capot comportant en outre au moins une grille montée dans une ouverture du capot et configurée pour évacuer un second flux de gaz chaud en fonctionnement, caractérisé en ce que ladite ouverture est située au sommet d'un bossage en saillie sur ladite 20 surface extérieure, ce bossage ayant un profil aérodynamique avec des sections axiale et transversale de formes convexes.
Ainsi, l'air extérieur contourne le bossage et forme une couche protectrice en aval dudit bossage dans le sens d'écoulement des fluides sur l'ensemble propulsif, afin de protéger le capot de la nacelle contre les brûlures causées par l'air chaud 25 évacué par l'échangeur de chaleur.
Le capot ainsi protégé peut être réalisé en un matériau ne répondant pas forcément aux tolérances de résistance aux températures élevées de l'air chaud rejeté par l'échangeur de chaleur, de la sorte, le matériau constituant le capot peut être en composite sans risquer d'être détérioré par d'éventuelles brûlures.
30 De préférence et avantageusement, ladite section axiale comporte une première portion située en aval de l'ouverture qui présente un rayon de courbure 4 supérieur au rayon de courbure d'une seconde portion de cette section axiale situé en amont de cette ouverture.
Le capot selon l'invention constitue une solution simple et efficace permettant de limiter l'impact de l'air chaud rejeté par l'échangeur de chaleur sur le capot de la 5 nacelle.
Avantageusement, la hauteur maximum du bossage est comprise entre 10 mm et 100 mm.
De la sorte, le flux de gaz chaud issu de l'échangeur est éloigné du capot.
De préférence, la hauteur maximum du bossage est de l'ordre de 50 mm.
10 De la sorte, le flux de gaz chaud issu de l'échangeur est éloigné du capot tout en limitant la traînée engendrée par le bossage.
Avantageusement, le rapport entre une longueur axiale et une largeur transversale du bossage est inférieure à 1,5.
Ainsi, le bossage présente l'aérodynamisme permettant son contournement 15 par le flux de gaz froid s'écoulant sur l'ensemble propulsif.
De préférence, le rapport entre la longueur axiale et la largeur transversale du bossage est de l'ordre de 1,1.
Ainsi, le bossage présente également la compacité permettant de limiter les contraintes d'installation, de masse ou de traînée.
20 De préférence et avantageusement, le bossage est réalisé en métal.
De la sorte, le bossage résiste aux températures élevées de l'air chaud issu de l'échangeur de chaleur.
Selon un exemple de réalisation, le bossage est rapporté et fixé sur le capot.
Ainsi, il peut être aisément remplacé en cas de besoin.
25 Avantageusement, la grille comprend des ailettes inclinées par rapport à une normale au sommet dudit bossage.
Ces ailettes permettent de diriger le flux de gaz chaud en sortie de l'échangeur de chaleur pour l'éloigner du capot.
La présente invention concerne encore un ensemble propulsif d'aéronef 30 caractérisé en ce qu'il comporte au moins un capot selon l'une quelconque des 5 revendications précédentes, ainsi qu'un échangeur de chaleur comportant une sortie d'un de flux de gaz qui est raccordée à ladite ouverture du capot.
DESCRIPTION DES FIGURES 5 La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1, déjà discutée, est une vue en perspective à caractère schématique 10 d'un ensemble propulsif selon l'art antérieur muni d'une grille d'éjection de gaz chaud issu d'un échangeur de chaleur ; la figure 2 est une vue en perspective à caractère schématique d'un ensemble propulsif selon l'invention ; la figure 3 est une vue de détail en perspective d'un bossage d'un capot selon 15 l'invention : la figure 4 est une vue analogue à la figure 3 montrant, schématiquement, les flux de gaz au niveau du bossage du capot selon l'invention ; la figure 5 est une vue de détail à caractère schématique, en coupe axiale, du capot selon l'invention au niveau du bossage ; 20 la figure 6 est une vue analogue à la figure 5 montrant une modélisation de la répartition des températures en sortie de l'ouverture aval du conduit d'éjection d'un échangeur de chaleur air/air pour un ensemble propulsif en fonctionnement, à travers un capot annulaire de nacelle selon l'invention.
25 DESCRIPTION DETAILLEE Dans le présent exposé, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence au sens d'écoulement d'un premier flux de gaz F1 sur un ensemble propulsif en fonctionnement.
Les nouvelles générations de moteurs d'aéronef nécessite de dissiper une 30 quantité de chaleur de plus en plus importante tout en utilisant des matériaux plus 6 légers mais moins tolérants aux fortes températures tels que des composites.
La présente invention permet de répondre à ce nouveau besoin.
On se réfère à la figure 2 qui représente un ensemble propulsif 10 selon l'invention pouvant équiper un aéronef.
Cet ensemble propulsif 10, comportant ici une 5 turbomachine du type à double flux, est fixé par l'intermédiaire d'un pylône (non représenté) à une aile ou sur un côté du fuselage de l'aéronef.
Il comprend un moteur (non visible) entouré par une nacelle 20, le moteur définissant une première veine annulaire d'écoulement d'un flux primaire et une seconde veine d'écoulement d'un flux secondaire.
Le moteur comprend typiquement d'amont en aval, dans le sens 10 d'écoulement des flux, une soufflante, au moins un module de compression, une chambre de combustion, au moins un module de turbine, et une tuyère d'éjection des gaz de combustion.
La nacelle 20 comprend un capot annulaire 30 entourant un carter de révolution non représenté.
Le capot annulaire 30 de nacelle comporte une surface annulaire extérieure 31 15 présentant un profil aérodynamique.
Cette surface annulaire extérieure 31 est destinée à être balayée par un premier flux de gaz F1 en fonctionnement de l'ensemble propulsif 10.
Des équipements sont montés dans l'espace annulaire délimité par le capot annulaire 30 et le carter de la nacelle 20, et notamment un échangeur de chaleur 20 fluide/fluide (non représenté), par exemple de type air/air.
Cet échangeur de chaleur comporte une sortie d'un second flux de gaz F2 en fonctionnement qui est raccordée à une ouverture 42 ménagée dans le capot annulaire 30 de la nacelle par l'intermédiaire d'un conduit d'éjection 40.
Ce conduit d'éjection 40 du second flux de gaz F2 présente une ouverture amont 41 destinée à être connectée à l'échangeur de 25 chaleur, et une ouverture aval 42 destinée à déboucher sur la surface annulaire extérieure 31 du capot 30.
Les termes "amont" et "aval" concernant respectivement les ouvertures amont 41 et aval 42 du conduit d'éjection 40 s'entendent par rapport à la circulation de l'air sortant de l'échangeur de chaleur en fonctionnement, il s'agit du flux analogue à celui désigné par la flèche F2 sur la figure 6.
30 L'ouverture aval 42 du conduit d'éjection 40 ménagée dans le capot 30 permet donc d'évacuer le second flux de gaz chaud F2 issu de l'échangeur de chaleur et 7 comprend notamment une grille 50 montée dans cette ouverture aval 42, permettant notamment d'éviter la pénétration d'objets indésirables à l'intérieur du conduit d'éjection40.
Le capot annulaire 30 comprend un bossage 60 faisant saillie par rapport à la 5 surface extérieure 31, l'ouverture aval 42 étant située au sommet 61 du bossage 60.
Comme cela est visible sur les figures de détail 3 et 4, le bossage 60 présente un profil aérodynamique avec des sections axiale et transversale de formes convexes.
Le bossage 60 présente, au niveau de sa section axiale, une longueur axiale L et, au niveau de sa section transversale, une largeur transversale I.
10 La section axiale comporte une première portion 62 située en aval de l'ouverture 42 ménagée dans le capot 30 et une seconde portion 63 située en amont de l'ouverture 42 ménagée dans le capot 30.
Les termes "amont" et "aval" s'entendent ici par rapport à la circulation du premier flux de gaz F1 s'écoulant sur l'ensemble propulsif 10 en fonctionnement.
La première portion 62 de la section 15 axiale du bossage 60 présente un premier rayon de courbure et la seconde portion 63 de la section axiale du bossage 60 présente un second rayon de courbure, le premier rayon de courbure de la première portion 62 étant supérieur au second rayon de courbure de la seconde portion 63 de la section axiale du bossage 60.
En référence plus particulièrement à la figure 4, le premier flux de gaz F1 en 20 fonctionnement de l'ensemble propulsif 10 est scindé au contact du profil aérodynamique du bossage 60 en deux flux de gaz frais FF s'écoulant de part et d'autre du bossage 60.
Ces flux de gaz froid FF restent plaqués sur la surface annulaire extérieure 31 du capot 30 et se rejoignent en aval du bossage 60 où ils continuent leur écoulement sur l'ensemble propulsif 10 comme le premier flux de 25 gaz F1.
Avantageusement, la première portion 62 et la seconde portion 63 du bossage 60 présentent un profil aérodynamique sans cassure de pente améliorant cette répartition de flux de gaz froid FF au niveau du bossage 60.
Le second flux de gaz de fonctionnement F2 en sortie de l'échangeur de chaleur est éjecté en un flux de gaz chaud FC à travers la grille 50.
Comme cela est 30 visible sur la figure 5 en coupe axiale, la grille 50 d'éjection du second flux de gaz F2 en sortie d'un échangeur de chaleur est surélevée, par rapport à la surface annulaire 8 extérieure 31 du capot 30, en étant positionnée au sommet 61 du bossage 60.
Cela permet d'éloigner l'écoulement du flux de gaz chaud FC de la surface annulaire extérieure 31 du capot 30.
La grille 50 comprend des ailettes 51 inclinées par rapport à une normale au sommet 61 du bossage 60 permettant de guider l'éjection du flux 5 de gaz chaud FC à travers la grille 50 et d'accentuer l'éloignement de l'écoulement du flux de gaz chaud FC de la surface annulaire extérieure 31 du capot 30.
Le rayon de courbure de la seconde portion 63 en aval de l'ouverture 42 inférieur au rayon de courbure de la première portion 62 en amont de l'ouverture 42 permet notamment de minimiser la traînée du flux de gaz chaud FC en sortie de la 10 grille 50 tout en autorisant une alimentation adaptée en flux de gaz froid FF la zone située en aval du bossage 60.
La hauteur H maximum du bossage 60 est adaptée en fonction du besoin en protection thermique du capot annulaire 30.
En effet, plus la hauteur H maximum du bossage 60 est importante, plus la température dans une zone situé en aval de la 15 grille 50 est contenue.
Cependant, plus la hauteur H maximum du bossage 60 est importante, plus la traînée du flux de gaz chaud FC en sortie de la grille 50 est élevée annulant alors les effets avantageux du bossage 60.
Ainsi, le bossage 60 présente avantageusement une hauteur H maximum comprise entre 10 mm et 100 mm.
De préférence, la hauteur H maximum du bossage 60 est de l'ordre de 50 mm.
20 De même, le rapport entre la longueur axiale L et la largeur transversale I du bossage 60 est adaptée en fonction du besoin en protection thermique du capot annulaire 30.
En effet, si le rapport entre la longueur axiale L et la largeur transversale I du bossage 60 est important, autrement dit si le bossage 60 est plus large que long, alors le bossage 60 ne peut assurer la protection thermique du capot 25 annulaire 30, le premier flux de gaz F1 n'arrivant alors pas à contourner le bossage 60 pour alimenter en flux de gaz froid FF la zone du capot annulaire 30 en aval de la grille 50.
Ainsi, le rapport entre la longueur axiale L et la largeur transversale I du bossage 60 est avantageusement inférieure à 1,5.
De préférence, le rapport entre la longueur axiale L et la largeur transversale I du bossage 60 est de 30 l'ordre de 1,1.
9 Les valeurs des hauteur H, longueur axiale L et largeur transversale I du bossage 60 sont donnés à titre indicatif et ne sont nullement limitatifs.
En effet, une optimisation de ces valeurs sera réalisée en fonction des paramètres de l'ensemble propulsif 10 tels que les caractéristiques de tenue en température des matériaux 5 constituant le capot annulaire 30 ou le type d'échangeurs de chaleur équipant l'ensemble propulsif 10.
Avec les solutions de l'art antérieur dans lesquelles la grille d'éjection 3 affleure le capot 4 telle que celle illustrée à la figure 1, l'écoulement de gaz chaud sortant par la grille d'échappement 3 est plaqué sur le capot 4 par un écoulement 10 externe analogue au premier flux de gaz de fonctionnement F1 de l'ensemble propulsif 1 de sorte que la température du capot 4 en aval de la grille d'échappement 3 peut atteindre plus de 200°C, entrainant des brûlures du capot 4.
Avec la solution de l'invention, ces brûlures sont éliminées.
La figure 6 montre la répartition des températures mesurées dans le conduit d'éjection 40 et en sortie 15 de la grille 50.
Le conduit d'éjection 40 présente une forme de coude avec une partie intérieure 40i et une partie extérieure 40e.
Ainsi, dans le flux de gaz chaud FC traversant le conduit d'éjection 40 pour sortir par la grille 50, des températures très élevées HT sont constatées dans la partie extérieure 40e du conduit d'éjection 40, et moins élevées BT dans la partie intérieure 40i du conduit d'éjection 40 ; un écart de 20 l'ordre de 100°C entre HT et BT est fréquemment observé.
L'action combinée de : la hauteur du bossage 60 qui éloigne le flux de gaz chaud FC en sortie de la grille 50 de la surface annulaire extérieure 31 du capot 30 ; et la présence des ailettes 51, qui accentue l'éloignement du le flux de gaz 25 chaud FC en sortie de la grille 50 de la surface annulaire extérieure 31 du capot 30 ; permet de diriger le flux de gaz chaud FC, et notamment la partie HT du flux de gaz chaud FC présentant de hautes températures, en sortie de la grille 50, selon un angle a non nul par rapport à la surface de la première portion 62 du bossage 60 30 située en aval de l'ouverture 42 et, par conséquent, par rapport à la surface annulaire extérieure 31 du capot 30.
10 De plus, la répartition en flux de gaz froid FF de part et d'autre du bossage 60 réalise un bouclier de protection thermique de la portion de capot annulaire 30 en aval de la grille 50 sous le flux de gaz chaud FC sortant par la grille 50.
De la sorte, une température peu élevée est maintenue au niveau de la 5 surface annulaire extérieure 31 du capot annulaire 30, par exemple de l'ordre de 100°C seulement.
Le capot annulaire 30 ainsi protégé contre les brûlures peut être réalisé en des matériaux ne présentant pas nécessairement des caractéristiques de grande tenue aux hautes températures, tel que par exemple en composite, sans risquer d'être 10 endommagé par les flux de gaz chaud émis par des échangeurs de chaleur.
Le bossage 60 est réalisé en tout matériau présentant les caractéristiques nécessaires de tenue aux températures en sortie d'un échangeur de chaleur contre lesquelles une protection de la surface annulaire supérieure 31 du capot annulaire 30 est souhaité.
Par exemple, le bossage 60 est réalisé en métal.
15 Le bossage 60 peut être soit être formé directement dans le capot annulaire 30, soit rapporté et fixé, de manière connue en soi, par exemple par vissage, sur le capot annulaire 30.
Dans le présent exposé, l'invention est décrite en référence à un échangeur de chaleur avec rejet de gaz chaud sur le capot 30 de la nacelle 20 de la l'ensemble 20 propulsif 10.
Toutefois, cela n'est pas limitatif et l'invention peut être étendue à tout système d'échange de chaleur fluide/fluide équipant un aéronef, tel que par exemple air/air ou air/huile, avec rejet de gaz chaud via une grille localisée sur une paroi située à l'extérieur ou à l'intérieur de la structure de la l'ensemble

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS1. Capot annulaire (30) pour un ensemble propulsif (10) d'aéronef, ce capot (30) comportant une surface annulaire extérieure (31) destinée à être balayée par un premier flux de gaz (F1) en fonctionnement de l'ensemble propulsif (10), le capot (30) comportant en outre au moins une grille (50) montée dans une ouverture (42) du capot (30) et configurée pour évacuer un second flux de gaz (F2) en fonctionnement, caractérisé en ce que ladite ouverture (42) est située au sommet (61) d'un bossage (60) en saillie sur ladite surface f0 extérieure (31), ce bossage ayant un profil aérodynamique avec des sections axiale et transversale de formes convexes.
  2. 2. Capot (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite section axiale comporte une première portion (62) située en aval de 15 l'ouverture (42) qui présente un rayon de courbure supérieur au rayon de courbure d'une seconde portion (63) de cette section axiale situé en amont de cette ouverture (42).
  3. 3. Capot (30) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que 20 la hauteur (H) maximum du bossage (60) est comprise entre 10 mm et 100 mm.
  4. 4. Capot (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la hauteur (H) maximum du bossage (60) est de l'ordre de 50 mm. 25
  5. 5. Capot (30) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre une longueur axiale (L) et une largeur transversale (I) du bossage est inférieure à 1,5. 30
  6. 6. Capot (30) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le rapport entre la longueur axiale (L) et la largeur transversale (I) du bossage (60) est de l'ordre de 1 ,1 . 12
  7. 7. Capot (30) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bossage (60) est réalisé en métal. 5
  8. 8. Capot (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bossage (60) est rapporté et fixé sur le capot (30).
  9. 9. Capot (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la grille (50) comprend des ailettes (51) inclinées par rapport à une normale au sommet (61) dudit bossage (60).
  10. 10. Ensemble propulsif (10) d'aéronef caractérisé en ce qu'il comporte au moins un capot (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes, ainsi qu'un échangeur de chaleur comportant une sortie de flux de gaz (F2) qui est raccordée à ladite ouverture (42) du capot (30).
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1300567A2 (fr) * 2001-10-04 2003-04-09 United Technologies Corporation Déflecteur pour l'air de déviation d'une turbine à gaz
GB2468669A (en) * 2009-03-17 2010-09-22 Rolls Royce Plc Flow discharge device, eg gas turbine engine compressor bleed outlet
EP2383453A2 (fr) * 2010-04-30 2011-11-02 General Electric Company Système de purge avec melange définie de deux écoulements
EP2431591A2 (fr) * 2010-09-21 2012-03-21 Rolls-Royce plc Soupape de purge
FR3015569A1 (fr) 2013-12-19 2015-06-26 Snecma Carter pour un ensemble propulsif
FR3015573A1 (fr) 2013-12-19 2015-06-26 Snecma Turbomachine d'aeronef comportant un echangeur de chaleur du type pre-refroidisseur

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1300567A2 (fr) * 2001-10-04 2003-04-09 United Technologies Corporation Déflecteur pour l'air de déviation d'une turbine à gaz
GB2468669A (en) * 2009-03-17 2010-09-22 Rolls Royce Plc Flow discharge device, eg gas turbine engine compressor bleed outlet
EP2383453A2 (fr) * 2010-04-30 2011-11-02 General Electric Company Système de purge avec melange définie de deux écoulements
EP2431591A2 (fr) * 2010-09-21 2012-03-21 Rolls-Royce plc Soupape de purge
FR3015569A1 (fr) 2013-12-19 2015-06-26 Snecma Carter pour un ensemble propulsif
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