FR3092359A1 - Dispositif de canalisation d’un flux de gaz dans une turbomachine d’aeronef - Google Patents

Dispositif de canalisation d’un flux de gaz dans une turbomachine d’aeronef Download PDF

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Abstract

Dispositif (30) de canalisation d’un flux de gaz pour une turbomachine d’aéronef, le dispositif comportant un carter annulaire (31) s’étendant autour d’un corps central (32) et définissant autour de ce corps une veine annulaire (33) d’écoulement d’un flux de gaz, le corps étant suspendu au carter annulaire par des éléments de liaison (34) répartis autour d’un axe (Z-Z) de révolution du carter, les éléments de liaison s’étendant dans des premiers plans (C1-C8) parallèles audit axe et espacés dudit axe, caractérisé en ce que les éléments de liaison (34) sont situés dans au moins deux seconds plans (P1, P2, P3) distincts perpendiculaires audit axe. Figure pour l'abrégé : Fig. 5

Description

DISPOSITIF DE CANALISATION D’UN FLUX DE GAZ DANS UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un dispositif de canalisation d’un flux de gaz dans une turbomachine d’aéronef. La turbomachine peut être un moteur d’avion ou d’hélicoptère.
Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef peut être traversée par un ou plusieurs flux et comprend au moins un dispositif de canalisation de flux de gaz. Un tel dispositif comprend un carter annulaire s’étendant autour d’un corps central et définissant autour de ce corps une veine annulaire d’écoulement du flux de gaz.
Dans le cas d’un turboréacteur à double flux, respectivement flux chaud ou flux primaire, et flux froid ou flux secondaire, un tel dispositif est par exemple situé à l’extrémité aval du turboréacteur (par référence à l’écoulement des flux). Le carter annulaire est formé par un anneau de support et le corps central est formé par une tuyère d’éjection du flux primaire. Le carter annulaire et le corps central définissent entre eux une veine d’écoulement du flux secondaire.
Dans le cas d’une turbomachine d’hélicoptère, le dispositif peut être utilisé pour canaliser le flux principal de gaz, le corps central du dispositif étant formé par un moyeu.
Dans les exemples précités, la liaison entre le carter annulaire et le corps central est obtenue par des éléments de liaison traversant le flux de gaz. Ces éléments de liaison, qui travaillent en compression, sont dimensionnés de façon à assurer une résistance au flambage prédéterminé. Ils peuvent se présenter sous forme de bielles à fût tubulaire reliées, d’une part, au carter annulaire et, d’autre part, au corps central, ce qui permet une réduction importante de la masse associée à cette liaison. Dans ce dernier cas, la liaison est assurée par un treillis de bielles, généralement formé de six ou de huit bielles qui peuvent être alignées deux à deux et être rattachées en six ou huit points au carter annulaire. Des chapes prévues sur le corps central permettent l’attache des extrémités longitudinales des bielles sur ce dernier.
On sait de plus que l’interaction du flux de gaz et des bielles qui le traversent engendre d’importantes pertes de charge, qui dégradent les performances aérodynamiques de la turbomachine. En effet, lorsque le fût tubulaire des bielles est à section circulaire, le décollement prématuré de la couche limite de la surface externe du fût provoque une importante recirculation de l’écoulement en aval de la surface frontale dudit fût.
Aussi, afin de réduire les pertes de charge provoquées par l’interaction bielles-flux de gaz, il est connu :
soit de réduire le diamètre du fût tubulaire à section circulaire des bielles (et donc son maître-couple). Cependant, la réduction du diamètre du fût impose un renforcement de la paroi tubulaire de celui-ci par une augmentation de son épaisseur, afin de présenter la même résistance au flambage qu’un fût de diamètre supérieur. Or, un tel renforcement occasionne une augmentation notable de la masse des bielles, ce qui ne peut être souhaitable ;
soit de profiler le fût des bielles pour en diminuer la traînée induite. Une section transversale elliptique creuse du fût des bielles s’est révélée comme le meilleur compromis entre la masse et l’aérodynamisme des bielles. Toutefois, la réalisation d’un fût elliptique creux s’avère complexe et donc coûteuse. De plus, des rotules d’extrémité des bielles, destinées à être montées sur les chapes correspondantes du carter, sont généralement vissées dans des alésages appropriés du fût profilé, de sorte que celui-ci reste libre de tourner autour de son axe longitudinal. Dans ce dernier cas, la maîtrise de l’orientation du profil du fût devient problématique. Une orientation inadaptée du fût par rapport à la direction de l’écoulement du flux de gaz – voire même l’apparition d’un phénomène d’instabilité aéroélastique (également désigné effet de flutter) susceptible d’aboutir à une rupture des bielles – peut en effet être observée, dégradant ainsi sensiblement les performances de la turbomachine.
La Demanderesse a déjà proposé une solution à ce problème dans le document FR-A1-2 983 907. Cette solution consiste à déterminer un état de surface de l’élément de liaison, qui est fonction de son maître-couple, et qui est adapté pour lui conférer une rugosité qui retarde au maximum le décollement de la couche limite associée, de manière à optimiser le coefficient de traînée de forme de l’élément de liaison. Dans la suite, on entend par « maître-couple » la surface de projection orthogonale du fût de l’élément de liaison sur un plan orthogonal à la direction d’écoulement du flux de gaz.
Cependant, cette solution permet de minimiser les pertes de charge pour un angle d’attaque particulier d’un flux et n’est donc optimale que pour un régime particulier de la turbomachine. En effet, les éléments de liaison limitent les pertes liées à l'obstacle sur un point de fonctionnement mais génèrent des pertes plus importantes sur tous les autres régimes du fait d'une incidence des gaz sur les éléments de liaison qui n'est pas optimale.
Pour pallier ce type de problématique, une solution consiste à faire des éléments de liaison à calage variable en fonction du régime générateur. Ce calage variable peut être piloté activement ou passivement. Cependant, cette solution n’est pas non plus optimale car : (i) elle est coûteuse, (ii) elle est complexe car il faut gérer les jeux entre les éléments de liaison mobiles et les veines pour éviter les contournements du gaz en tête et pied des éléments qui pourraient annihiler les gains aérodynamiques attendus par le calage variable, (iii) elle rajoute de la masse, etc.
En pratique, des éléments de liaison peuvent être agencés dans plusieurs zones d’une turbomachine. Dans certaines zones, les éléments de liaison peuvent être creux ou pleins et sont formés d’une seule pièce de fonderie avec des parois annulaires interne et externe. Dans une autre zone, les pièces peuvent être généralement mécano-assemblées et les éléments de liaison sont creux et soudés ou rivetés aux parois annulaires. De plus, les ratios raideur/hauteur de veine sont en général tels qu’il n’y a pas de phénomène d’instabilité aéroélastique.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à au moins une partie des problèmes évoqués ci-dessus.
L’invention concerne un dispositif de canalisation d’un flux de gaz pour une turbomachine d’aéronef, le dispositif comportant un carter annulaire s’étendant autour d’un corps central et définissant autour de ce corps une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, le corps étant suspendu au carter annulaire par des éléments de liaison répartis autour d’un axe de révolution du carter, les éléments de liaison s’étendant dans des premiers plans parallèles audit axe et espacés dudit axe, caractérisé en ce que les éléments de liaison sont situés dans au moins deux seconds plans distincts perpendiculaires audit axe.
La solution retenue n'est donc pas d'adapter la géométrie aux différentes incidences rencontrées en fonctionnement mais plutôt de "désensibiliser" l'obstacle en veine aux différentes incidences. La solution consiste donc à fixer le corps au carter avec un réseau d’éléments de liaison qui ont de préférence un faible maître-couple (par rapport à des bras), et qui sont réparties dans différents plans axiaux et transversaux.
Le dispositif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les éléments de liaison sont des tiges dont les extrémités longitudinales sont filetées ;
- les tiges sont cylindriques et de préférence pleines ;
- les éléments de liaison ont leurs extrémités radialement internes qui sont vissées dans des trous taraudés du corps central, ou qui traversent des orifices du corps central et reçoivent des écrous ;
- les éléments de liaison ont leurs extrémités radialement externes qui sont vissées dans des trous taraudés du carter annulaire, ou qui traversent des orifices du carter annulaire et reçoivent des écrous ;
- les éléments de liaison ont leurs extrémités radialement externes qui traversent des orifices du carter annulaire ainsi que des orifices d’un cerclage rapporté sur la périphérie externe de ce carter annulaire, les écrous vissés sur ces extrémités étant destinées à prendre appui sur ce cerclage ;
- les éléments de liaison sont situés dans au moins trois plans transversaux distincts perpendiculaires audit axe ;
- les éléments de liaison d’un des plans transversaux sont orientés de la même façon que les éléments de liaison d’un autre de ces plans transversaux, ces plans ayant un même nombre d’éléments de liaison ; et
- les éléments de liaison d’un des plans transversaux sont orientés de façon différente des éléments de liaison d’un autre de ces plans transversaux, ces plans pouvant avoir des nombres d’éléments de liaison différents.
L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef, et en particulier d’hélicoptère, comportant un dispositif tel que décrit ci-dessus.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef du type avion,
la figure 2 est une vue schématique partielle en perspective d’un dispositif de canalisation de flux selon la technique antérieure,
la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef du type hélicoptère,
la figure 4 est une vue schématique de face d’un dispositif de canalisation de flux conforme à l’invention,
la figure 5 est une vue schématique en perspective du dispositif de la figure 4, et
la figure 6 est une vue très schématique d’un élément de liaison du dispositif des figures 4 et 5.
Description détaillée de l'invention
Sur la figure 1, on a représenté, de façon stylisée, une turbomachine à double flux 1 d’un aéronef et plus particulièrement d’un avion, cette turbomachine 1 comprenant, de façon usuelle :
un générateur 2 de flux chaud (encore désigné flux primaire et symbolisé par la flèche Fc) qui s’étend selon un axe longitudinal Z-Z et se termine, à son extrémité aval, par un cône arrière 3 enveloppé, au moins en partie, par une tuyère flux chaud 4. Le générateur de flux chaud 2 comporte également un carter d’échappement 5 participant à sa structure, au voisinage de son extrémité aval. Le flux de gaz chaud Fc traverse ainsi le générateur 2 pour être éjecté à l’extérieur de celui-ci par la tuyère 4 ;
une soufflante 6 de flux froid (encore désigné flux secondaire et symbolisé par la flèche Ff), dont l’axe de rotation est confondu avec l’axe longitudinal Z-Z du générateur de flux chaud 2 qui l’entraîne en rotation ; et
une nacelle 7 qui entoure le générateur de flux chaud 2 et la soufflante 6 et qui délimite un canal extérieur 8 de flux froid, axisymétrique par rapport à l’axe longitudinal Z-Z du générateur de flux chaud 2 et à section annulaire autour de ce dernier. La nacelle 7 est délimitée, à son extrémité amont, par un orifice 9 d’entrée d’air et, à son extrémité aval, par un orifice 10 de sortie du flux froid Ff. Le flux froid Ff, comprimé par la soufflante 6, est guidé par le canal extérieur 8 et expulsé de celui-ci au niveau de l’orifice de sortie 10 qui a une forme générale annulaire autour du carter d’échappement 5 et de la tuyère 4.
La nacelle 7 est rattachée au générateur de flux chaud 2 par l’intermédiaire d’une fixation amont sur le carter entourant la soufflante 6 et d’une fixation aval sur un anneau de support 11 entourant le carter d’échappement 5 qui le porte (cf. figures 1 et 2).
La liaison entre l’anneau de support 11 et le carter d’échappement 5 est réalisée par un treillis de six bielles métalliques 12 dans la figure 2, ces bielles 12 traversant le flux froid Ff et étant chacune reliées à l’anneau de support 11 et au carter d’échappement 5. Les efforts associés au maintien de l’anneau de support 11 sont ainsi transmis au carter d'échappement 5 par les bielles 12.
Telles que représentées sur la figure 2, les bielles 12 sont disposées, deux à deux, sensiblement tangentiellement au carter d'échappement 5 et définissent ainsi sensiblement un triangle dont les sommets sont situés sur l'anneau de support 11.
Les figures 1 et 2 illustrent ainsi un premier exemple d’un dispositif 13 de canalisation d’un flux de gaz, qui est ici un flux secondaire d’une turbomachine à double flux d’un avion. Dans ce dispositif, l’anneau de support 11 forme un carter annulaire autour d’un corps central qui est formé par le carter d’échappement 5. Les bielles 12 forment des éléments de liaison entre l’anneau de support 11 et le carter d’échappement 5. La zone Z1 de la figure 1 montre l’implantation du dispositif de canalisation 13 dans la turbomachine 1.
La figure 3 illustre une autre turbomachine 14 d’aéronef, ici d’un hélicoptère, qui comprend trois zones possibles Z2, Z3 et Z4 d’implantation d’un dispositif 13 de canalisation d’un flux de gaz.
La turbomachine 14 comprend un générateur de gaz qui comprend, d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, une entrée d’air 15, un compresseur centrifuge 16, un redresseur-diffuseur 17, une chambre annulaire de combustion 18, une turbine 19 dont le rotor est solidaire en rotation du rotor du compresseur 16, une turbine libre 20, un diffuseur de sortie 21 et une tuyère d’échappement 22.
La turbine libre 20 comprend une roue 23 qui est solidaire en rotation d’un arbre de transmission 24 qui s’étend le long de l’axe longitudinal Z-Z du générateur et traverse axialement la turbine 19 et le compresseur 16. L’extrémité amont de l’arbre de transmission 24 est située en amont de l’entrée d’air 15 et est engrenée avec des engrenages d’un réducteur 25 qui entraîne une série d’accessoires ainsi qu’un arbre de puissance 26.
On comprend qu’un dispositif de canalisation 13 peut être située au niveau de l’entrée d’air 15 du générateur de gaz, dans la veine d’écoulement des gaz entre les turbines 19, 20, ou au niveau du diffuseur de sortie 21 ou de la tuyère d’échappement 22.
Dans chacune des zones, le dispositif 13 comprend un carter annulaire externe formé par exemple par la tuyère d’échappement 22, et s’étendant autour d’un corps central formé par exemple par le cône de sortie 27 du générateur de gaz.
Les figures 4 et 5 illustrent un dispositif 30 de canalisation d’un flux de gaz selon l’invention, qui peut donc être utilisé dans chacune des zones Z1 (figure 1) et Z2, Z3 et Z4 (figure 3).
Le dispositif 30 comporte un carter annulaire 31 s’étendant autour d’un corps central 32 et définissant autour de ce corps une veine annulaire 33 d’écoulement d’un flux de gaz qui peut être un flux froid ou un flux chaud, dans le cas d’une turbomachine à double flux par exemple.
Le corps 32 est suspendu au carter annulaire 31 par des éléments de liaison 34 répartis autour d’un axe de révolution du carter 31, qui est en général l’axe Z-Z longitudinal de la turbomachine.
Selon l’invention, les éléments de liaison s’étendent dans différents plans C1, C2, C3, C4, C5, C6, C7 et C8 parallèles à l’axe Z-Z et espacés de cet axe. Dans l’exemple représenté, les éléments de liaison sont disposés dans huit plans.
Deux plans C1, C2 sont parallèles entre eux et à l’axe Z-Z et sont ici sensiblement verticaux. Ils sont disposés de part et d’autre de l’axe Z-Z.
Deux plans C3, C4 sont parallèles entre eux et à l’axe Z-Z et sont ici sensiblement horizontaux. Ils sont disposés de part et d’autre de l’axe Z-Z.
Deux plans C5, C6 sont parallèles entre eux et à l’axe Z-Z et sont ici obliques et disposés de part et d’autre de l’axe Z-Z. Enfin, deux plans C7, C8 sont parallèles entre eux et à l’axe Z-Z et sont obliques, disposés de part et d’autre de l’axe Z-Z et perpendiculaires aux plans C5 et C6.
Les éléments de liaison 34 sont ainsi disposés en étoile à huit branche lorsqu’on considère la figure 4 qui est une vue de face du dispositif 30.
Par ailleurs, les éléments de liaison 34 sont situés dans plusieurs plans transversaux P1, P2, P3 distincts perpendiculaires à l’axe Z-Z. Dans l’exemple représenté, les éléments de liaison 34 sont disposés dans trois plans, respectivement amont P1, intermédiaire P2 et aval P3.
Les éléments de liaison 34 du plan P1 sont orientés de la même façon que les éléments de liaison du plan P2, ces plans P1, P2 ayant un même nombre d’éléments de liaison, qui est ici de 8. Chacun de ces éléments de liaison s’étend sur un côté d’une branche de l’étoile précitée.
Les éléments de liaison 34 du plan P3 sont orientés de façon différente que ceux des autres plans P1, P2 et chacun de ces éléments de liaison s’étend sur l’autre côté d’une branche de l’étoile.
Dans l’exemple représenté, les éléments de liaison 34 sont des tiges dont les extrémités longitudinales sont filetées. Ces tiges sont de préférence cylindriques et pleines.
Les tiges ont leurs extrémités radialement internes 34a qui sont vissées dans des trous taraudés du corps central 32, ou qui traversent des orifices du corps central et reçoivent des écrous (non visibles).
Les extrémités radialement externes 34b des tiges sont vissées dans des trous taraudés du carter annulaire 31, ou traversent des orifices du carter annulaire et reçoivent des écrous 35.
Dans le cas représenté, les extrémités radialement externes 34b des tiges traversent des orifices du carter annulaire 31 ainsi que des orifices d’un cerclage 36 rapporté sur la périphérie externe de ce carter annulaire 31, les écrous 35 vissés sur ces extrémités étant destinées à prendre appui sur ce cerclage.
La solution proposée présente de multiples avantages:
- simplicité et coût: La solution consiste en l'assemblage d'éléments simples et peu couteux ;
- possibilité d'optimisation mécanique: le nombre et la position des tiges peuvent permettre d'optimiser le positionnement modal du stator concerné si celui-ci est problématique vis à vis de sa tenue mécanique ou optimiser son influence sur les rotors adjacents en vue d'optimiser leur tenue vibratoire:
  • une répartition des tiges sur 2 à 3 plans transversaux, contenant chacun de 5 à 15 tiges, permet de raidir la structure du stator et de déplacer les modes de déformation en pétale ou étoile du carter en dehors des plages d'excitation ;
  • un nombre de tiges supérieur à 8 permet d'augmenter l'ordre d'excitation aérodynamique sur les rotors adjacents et donc de minimiser l'amplitude de la déformation modale de ces modes de rotor ;
  • un nombre minimum de 10 tiges de diamètre maximum 3mm permet de réduire l'obstruction dans la veine et donc son effet de sillage (ou effet potentiel) et l'amplitude d'excitation des rotors adjacents ;
  • une répartition axiale de 2 à 3 plans transversaux de tiges dont un des plans est très proche de la limite axiale amont du stator et un autre très proche de la limite axiale aval du stator permet de limiter le basculement du corps central et donc de maitriser les jeux entre le corps central et le ou les rotors adjacents ;
  • une répartition axiale des tiges sur 2 à 3 plans axiaux, contenant chacun de 5 à 15 tiges non équiréparties azimutalement ou avec une répartition azimutale différente en chaque plan permet de créer un désaccordage de l'excitation produite par les tiges du stator sur les rotors adjacents et donc d'en réduire les niveaux d'excitations ;
- possibilité d'optimisation aérodynamique: le nombre, l'inclinaison, la répartition azimutale ou axiale ainsi que le diamètre des tiges peuvent faire l'objet d'optimisation aérodynamique afin de réduire au maximum les pertes aérodynamiques liées à ces obstacles ;
  • l'utilisation de tiges de section circulaire permet d'avoir un blocage aérodynamique constant quel que soit le régime de fonctionnement et donc la giration de sortie du rotor amont. Les pertes aérodynamiques à travers le stator deviennent ainsi indépendantes du régime de fonctionnement. La performance du moteur en dehors du point de design s'en trouve ainsi améliorée ;
  • un nombre minimum de 10 tiges de diamètre maximum 3mm permet de réduire l'obstruction dans la veine et donc les pertes aérodynamiques ;
- acoustique: le fait de répartir les tiges sur plusieurs plans axiaux apporte un risque acoustique supplémentaire, c’est pourquoi le nombre, l'inclinaison, la répartition azimutale ou axiale ainsi que le diamètre des tiges peuvent faire l'objet d'optimisation aéro-acoustique afin de réduire le bruit généré par les gaz à la traversée du stator concerné vis à vis des sillages, des tourbillons de Von Karmann potentiellement générés et leurs interactions :
  • une répartition axiale des tiges sur 2 à 3 plans axiaux, contenant chacun de 5 à 15 tiges préférentiellement non équiréparties azimutalement ou avec une répartition azimutale différente en chaque plan permet de limiter le bruit liés aux effets d'interaction entre les sillages du rotor adjacent et des plans de tiges entre eux ;
  • une inclinaison axiale de 10 à 15° ou tangentielle de 20 à 45° permet une maîtrise du bruit robuste aux changements de régime par limitation intrinsèque des effets d'interaction rotor/stator et des plans de tiges entre eux ;
- réparabilité : en cas d'impact ou de chocs sur une des tiges, il est possible de changer facilement la ou les tiges concernées sans modifier ni endommager les autres parties du stator.
- maintenabilité : le faible maître couple des tiges peut favoriser l'accès visuel aux composants amont ou aval pour la maintenance de ceux-ci et favoriser le passage des endoscopes ou outils d'inspection.

Claims (10)

  1. Dispositif (30) de canalisation d’un flux de gaz pour une turbomachine d’aéronef, le dispositif comportant un carter annulaire (31) s’étendant autour d’un corps central (32) et définissant autour de ce corps une veine annulaire (33) d’écoulement d’un flux de gaz, le corps étant suspendu au carter annulaire par des éléments de liaison (34) répartis autour d’un axe (Z-Z) de révolution du carter, les éléments de liaison s’étendant dans des premiers plans (C1-C8) parallèles audit axe et espacés dudit axe, caractérisé en ce que les éléments de liaison (34) sont situés dans au moins deux seconds plans (P1, P2, P3) distincts perpendiculaires audit axe.
  2. Dispositif (30) selon la revendication 1, dans lequel les éléments de liaison (34) sont des tiges dont les extrémités longitudinales sont filetées.
  3. Dispositif (30) selon la revendication 2, dans lequel les tiges sont cylindriques.
  4. Dispositif (30) selon la revendication 2 ou 3, dans lequel les éléments de liaison (34) ont leurs extrémités radialement internes (34a) qui sont vissées dans des trous taraudés du corps central (32), ou qui traversent des orifices du corps central et reçoivent des écrous.
  5. Dispositif (30) selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel les éléments de liaison (34) ont leurs extrémités radialement externes (34b) qui sont vissées dans des trous taraudés du carter annulaire (31), ou qui traversent des orifices du carter annulaire et reçoivent des écrous (35).
  6. Dispositif (30) selon la revendication 5, dans lequel les éléments de liaison (34) ont leurs extrémités radialement externes (34b) qui traversent des orifices du carter annulaire ainsi que des orifices d’un cerclage (36) rapporté sur la périphérie externe de ce carter annulaire, les écrous (35) vissés sur ces extrémités étant destinées à prendre appui sur ce cerclage.
  7. Dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les éléments de liaison (34) sont situés dans au moins trois plans transversaux (P1, P2, P3) distincts perpendiculaires audit axe.
  8. Dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les éléments de liaison (34) d’un des plans transversaux (P1) sont orientés de la même façon que les éléments de liaison d’un autre de ces plans transversaux (P2), ces plans ayant un même nombre d’éléments de liaison.
  9. Dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les éléments de liaison (34) d’un des plans transversaux (P3) sont orientés de façon différente des éléments de liaison d’un autre de ces plans transversaux (P1, P2), ces plans pouvant avoir des nombres d’éléments de liaison différents.
  10. Turbomachine d’aéronef, et en particulier d’hélicoptère, comportant un dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes.
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