FR3123682A1 - Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef - Google Patents

Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef Download PDF

Info

Publication number
FR3123682A1
FR3123682A1 FR2106011A FR2106011A FR3123682A1 FR 3123682 A1 FR3123682 A1 FR 3123682A1 FR 2106011 A FR2106011 A FR 2106011A FR 2106011 A FR2106011 A FR 2106011A FR 3123682 A1 FR3123682 A1 FR 3123682A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
bulb
disc
wheel
face
cells
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.)
Pending
Application number
FR2106011A
Other languages
English (en)
Inventor
Jean-Luc BREINING
Denis Daniel Jean BOISSELEAU
Thomas Gabriel Elie GATTEAU
Yvan Ludovic LAMEIGNERE
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 Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Safran Helicopter Engines 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 Helicopter Engines SAS filed Critical Safran Helicopter Engines SAS
Priority to FR2106011A priority Critical patent/FR3123682A1/fr
Priority to EP22734658.2A priority patent/EP4352336A1/fr
Priority to PCT/FR2022/051034 priority patent/WO2022258911A1/fr
Priority to CN202280039989.XA priority patent/CN117425764A/zh
Publication of FR3123682A1 publication Critical patent/FR3123682A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/326—Locking of axial insertion type blades by other means
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Roue de rotor (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette roue comportant : - un disque (12) ayant un axe principal (A) et présentant des alvéoles (14) à sa périphérie externe, les alvéoles s’étendant le long dudit axe et comportant chacune un fond (14a) et deux flancs latéraux (14b), - des aubes (22) montées dans les alvéoles (14) du disque (12), chacune de ces aubes comportant une pale (24) reliée par une plateforme (26) à un pied (28) qui est monté dans une des alvéoles (14), caractérisée en ce que le pied (28) de chacune des aubes (22) comprend un bulbe (42) en saillie qui est orienté radialement vers l’intérieur et configuré pour être en appui radial étanche sur le fond (14a) de l’alvéole (14) correspondante. Figure pour l'abrégé : Figure 8

Description

ROUE DE ROTOR POUR UNE TURBOMACHINE D’AÉRONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne une roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique comprend notamment les documents FR-A1-2 951 224 et FR-A1-3 049 643.
Une roue de rotor 10, telle que celle illustrée partiellement à la , comprend un disque 12 qui a un axe principal A représentant l’axe de rotation de la roue, et qui comprend des alvéoles 14 à sa périphérie externe.
Les alvéoles 14 s’étendent le long de l’axe A et peuvent être parallèles à cet axe ou inclinées par rapport à l’axe A. Elles sont séparées les unes des autres par des dents 16 du disque, ces dents étant aussi appelées « interpales ». Les alvéoles 14 sont en général formées par brochage ou électroérosion et ont une forme générale en queue d’aronde ou en sapin (à un ou plusieurs lobes). Leurs axes le long de l’axe A sont appelés axes de brochage. Chacune des alvéoles 14 comporte un fond situé entre deux flancs latéraux.
La roue de rotor 10 comprend également des aubes 22 qui sont montées dans les alvéoles 14 du disque 12. Chaque aube 22 comporte une pale 24 reliée par une plateforme 26 à un pied 28 qui est configuré pour être monté par complémentarité de formes dans une des alvéoles 14. Chacune des dents 16 du disque comporte à son extrémité radialement externe un sommet 18 recouvert par les plateformes 26 de deux aubes 22 adjacentes.
Le pied 28 de chaque aube 22 comporte à son extrémité radialement interne un lobe 30 dont une première extrémité axiale comprend une encoche 32 circonférentielle et dont une seconde extrémité axiale, opposée à la première extrémité axiale, comprend un taquet 33 ou crochet orienté radialement vers l’intérieur (cf. ).
La roue de rotor 10 comprend en outre un jonc annulaire 34 fendu engagé dans les encoches 32 des aubes et plaqué axialement contre le disque 12.
Les figures 3 à 7 sont des vues de détail d’une roue de rotor 10 de la technique antérieure.
Ces figures permettent de voir que, lorsque le jonc 34 est engagé dans les encoches 32 des aubes, ces aubes 22 sont destinées à prendre appui par leurs taquets 33 sur le disque 12. Le jonc 34 prend appui axialement sur une face 12a du disque 12, et les taquets 33 sont en appui axial sur la face 12b opposée du disque. En théorie, cet appui axial est assuré par le montage du jonc 34.
Chacune des aubes 22 est montée sur la périphérie externe du disque 12 par une liaison « glissière ». Une fois montées, les aubes 22 doivent être maintenues axialement sur le disque 12 et le jonc 34 assure cette immobilisation. Il est en outre important d’assurer une étanchéité de cette liaison en particulier pour éviter que des gaz de la veine du rotor s’écoulent à travers cette liaison.
Dans le montage décrit plus haut, l’appui axial des taquets 33 des aubes 22 sur le disque 12 permet d’assurer une étanchéité dans cette zone entre les aubes 22 et les alvéoles 14 du disque. Cette étanchéité est du type axiale dans la mesure où elle est assurée par un appui en direction axiale, c’est-à-dire parallèlement à l’axe A de la roue ou aux axes de brochage des alvéoles.
Cependant, en pratique, du fait des jeux de montage et des sollicitations thermomécaniques et vibratoires en fonctionnement, les aubes 22 peuvent se déplacer axialement (de l’ordre de quelques dixièmes de millimètre) et leurs taquets 33 peuvent ne plus être en appui axial sur le disque 12, même si cet appui est favorisé par l’écoulement des gaz dans la veine.
L’étanchéité axiale dans la région du taquet 33 de chaque aube 22 n’est ainsi plus assurée. Ce phénomène est accentué à cause des raccordements 38 des flancs 14b au fond 14a des alvéoles 14, et des raccordements 40 du taquet 33 sur les côtés du pied, qui sont conçus pour assurer un bon appui axial du taquet 33 contre le disque 12.
Les figures 6 et 7 illustrent les fuites de la liaison glissière dans cette zone. Ces fuites introduisent un biais dans le modèle du système d’air initial, et elles induisent une baisse du rendement du rotor et un écart de la température en sommet du disque.
La présente invention propose une solution à ce problème, qui est simple, efficace et économique.
La présente invention a pour objet une roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef, cette roue comportant :
- un disque ayant un axe principal et présentant des alvéoles à sa périphérie externe, les alvéoles s’étendant le long dudit axe et comportant chacune un fond et deux flancs latéraux,
- des aubes montées dans les alvéoles du disque, chacune de ces aubes comportant une pale reliée par une plateforme à un pied qui est configuré pour être monté par complémentarité de formes dans une des alvéoles, le pied de chacune des aubes comportant à son extrémité radialement interne un lobe dont une première extrémité axiale comprend une encoche circonférentielle et dont une seconde extrémité axiale, opposée à la première extrémité, comprend un taquet orienté radialement vers l’intérieur et configuré pour venir en appui axial sur une première face du disque, et
- un jonc annulaire fendu engagé dans les encoches des aubes et plaqué axialement contre une seconde face du disque, la seconde face étant opposée à la première face,
caractérisée en ce que le lobe du pied de chacune des aubes comprend, entre lesdites première et seconde extrémités, un bulbe en saillie qui est orienté radialement vers l’intérieur et configuré pour être en appui radial surfacique sur le fond de l’alvéole correspondante.
Selon l’invention, bien que le taquet de chaque aube puisse fournir une étanchéité dans cette zone par appui axial sur le disque, le bulbe additionnel du pied de chaque aube est également configuré pour être en appui radial sur le fond de l’alvéole de réception du pied afin de fournir une étanchéité dans cette zone par cet appui radial. En fonctionnement, quelle que soit la position axiale de l’aube par rapport au disque, et même si le taquet n’est pas en appui axial sur le disque, le bulbe reste en appui radial sur le fond de l’alvéole ce qui maintient et garantit l’étanchéité dans cette zone.
Dans la présente demande, on entend par « appui radial », le fait que deux éléments soient en appui radial l’un sur l’autre ou le fait que ces deux éléments soient ajustés l’un sur l’autre en direction radiale. On entend par « ajusté » ou « ajustement », l’absence de jeu en direction radiale entre ces éléments. En fonctionnement, les forces centrifuges sollicitent les aubes radialement vers l’extérieur qui peuvent ne plus être en appui radial sur les fonds des alvéoles mais être montées de manière ajustée sur ces fonds.
Dans la présente demande, on entend par « appui surfacique » ou « appui étanche », le fait pour un élément ou une surface d’être en appui sur un autre élément ou une autre surface avec au moins trois points de contact, cet appui étant apte à conférer une étanchéité entre ces éléments ou ces surfaces.
La roue selon l’invention peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres :
- ledit bulbe a en section transversale une forme complémentaire d’une section transversale d’une partie de l’alvéole dans laquelle il est situé.
- ledit bulbe a une position axiale Pbulbesur ledit lobe, mesurée le long de l’axe et depuis la face du disque sur laquelle ledit taquet de l’aube est en appui, telle que :
avec
(p/L)1supérieur ou égal à 0,1, et
(p/L)2inférieur ou égal à 0,9, et de préférence à inférieur ou égal à 0,3,
- ledit bulbe a une position axiale Pbulbetelle qu’il est plus proche de ladite première extrémité, que de ladite seconde extrémité,
- ledit bulbe a une longueur axiale Lbulbetelle que :
avec
LBroch-disquela longueur de brochage du disque qui est égale à la longueur maximale d’une alvéole,
- ledit bulbe a en section transversale une aire SBulbetelle que :
avec
Stotale_Disque= l’aire totale d’une section transversale d’une alvéole du disque, et
SPale_Pied= l’aire d’une section transversale du pied en dehors du bulbe sans passer par le bulbe,
- ledit bulbe comprend deux faces radiales, respectivement amont et aval, qui sont reliées entre elles par une face incurvée convexe complémentaire du fond de l’alvéole,
- la face radiale aval du bulbe est reliée par une face inclinée à ladite encoche, et
-- la pale de chaque aube comprend un talon.
La présente invention concerne également une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins une roue de rotor telle que décrite précédemment.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
la est une vue schématique partielle en perspective d’une roue de rotor d’une turbomachine d’aéronef ;
la est une vue à plus grande échelle d’une partie de la ;
la est une vue schématique partielle en perspective d’une aube de rotor ;
la est une vue schématique partielle en perspective et en coupe axiale d’une roue de rotor, la coupe passant par le pied d’une aube ;
la est une vue schématique partielle en perspective d’une roue de rotor, vue depuis un côté ici amont ;
la est une vue schématique partielle en perspective d’une roue de rotor, vue depuis un côté ici aval ;
la est une vue schématique partielle en perspective et en coupe d’une roue de rotor, et montre les sections de passage autour du fond d’une alvéole du disque ;
la est une vue schématique partielle en perspective de la section de passage entre un taquet du pied d’une aube et le disque ;
la est une vue schématique en perspective d’une aube pour une roue de rotor selon l’invention ;
la est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de la roue de rotor comportant l’aube de la ;
la est une vue à plus grande échelle d’une partie de la ;
la est une vue schématique partielle en perspective d’un disque et montre l’aire d’une section transversale d’une de ses alvéoles ;
la est une vue schématique partielle en perspective d’un disque et montre les aires de sections transversales du pied d’une aube logé dans une des alvéoles du disque; et
la est une vue schématique partielle en perspective d’une roue de rotor et montre une ligne de fuite entre le pied d’une aube et une alvéole du disque.

Claims (9)

  1. Roue de rotor (10) pour une turbomachine d’aéronef, cette roue comportant :
    - un disque (12) ayant un axe principal (A) et présentant des alvéoles (14) à sa périphérie externe, les alvéoles s’étendant le long dudit axe et comportant chacune un fond (14a) et deux flancs latéraux (14b),
    - des aubes (22) montées dans les alvéoles (14) du disque (12), chacune de ces aubes comportant une pale (24) reliée par une plateforme (26) à un pied (28) qui est configuré pour être monté par complémentarité de formes dans une des alvéoles (14), le pied (28) de chacune des aubes (22) comportant à son extrémité radialement interne un lobe (30) dont une première extrémité axiale comprend une encoche circonférentielle (32) et dont une seconde extrémité axiale, opposée à la première extrémité, comprend un taquet (33) orienté radialement vers l’intérieur et configuré pour venir en appui axial sur une première face (12b) du disque (12), et
    - un jonc annulaire (34) fendu engagé dans les encoches (32) des aubes (22) et plaqué axialement contre une seconde face (12a) du disque, la seconde face (12a) étant opposée à la première face (12b),
    caractérisée en ce que le lobe (30) du pied (28) de chacune des aubes (22) comprend, entre lesdites première et seconde extrémités, un bulbe (42) en saillie qui est orienté radialement vers l’intérieur et configuré pour être en appui radial surfacique sur le fond (14a) de l’alvéole (14) correspondante.
  2. Roue (10) selon la revendication 1, dans laquelle ledit bulbe (42) a en section transversale une forme complémentaire d’une section transversale d’une partie de l’alvéole (14) dans laquelle il est situé.
  3. Roue (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle ledit bulbe (42) a une position axiale Pbulbesur ledit lobe (30), mesurée le long de l’axe (A) et depuis la face (12b) du disque (12) sur laquelle ledit taquet (33) de l’aube (22) est en appui, telle que :

    avec
    (p/L)1supérieur ou égal à 0,1, et
    (p/L)2inférieur ou égal à 0,9, et de préférence inférieur ou égal à 0,3.
  4. Roue (10) selon la revendication 3, dans laquelle ledit bulbe (42) a une position axiale Pbulbetelle qu’il est plus proche de ladite première extrémité, que de ladite seconde extrémité.
  5. Roue (10) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle ledit bulbe (42) a une longueur axiale Lbulbetelle que :

    avec
    LBroch-disquela longueur de brochage du disque (12) qui est égale à la longueur maximale d’une alvéole (14).
  6. Roue (10) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle ledit bulbe (42) a en section transversale une aire SBulbetelle que :

    avec
    Stotale_Disque= l’aire totale d’une section transversale d’une alvéole (14) du disque (12), et
    SPale_Pied= l’aire d’une section transversale du pied (28) en dehors du bulbe (42) sans passer par le bulbe.
  7. Roue (10) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle ledit bulbe (42) comprend deux faces radiales, respectivement amont (42a) et aval (42b), qui sont reliées entre elles par une face (42c) incurvée convexe complémentaire du fond (14a) de l’alvéole (14).
  8. Roue (10) selon la revendication 7, dans laquelle la face radiale aval (42b) du bulbe (42) est reliée par une face inclinée (42d) à ladite encoche (32).
  9. Turbomachine pour un aéronef, dans laquelle elle comprend au moins une roue (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
FR2106011A 2021-06-08 2021-06-08 Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef Pending FR3123682A1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2106011A FR3123682A1 (fr) 2021-06-08 2021-06-08 Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef
EP22734658.2A EP4352336A1 (fr) 2021-06-08 2022-05-31 Roue de rotor pour une turbomachine d'aéronef
PCT/FR2022/051034 WO2022258911A1 (fr) 2021-06-08 2022-05-31 Roue de rotor pour une turbomachine d'aéronef
CN202280039989.XA CN117425764A (zh) 2021-06-08 2022-05-31 用于飞行器涡轮发动机的转子轮

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2106011 2021-06-08
FR2106011A FR3123682A1 (fr) 2021-06-08 2021-06-08 Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3123682A1 true FR3123682A1 (fr) 2022-12-09

Family

ID=77913178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2106011A Pending FR3123682A1 (fr) 2021-06-08 2021-06-08 Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4352336A1 (fr)
CN (1) CN117425764A (fr)
FR (1) FR3123682A1 (fr)
WO (1) WO2022258911A1 (fr)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2755062A (en) * 1951-07-13 1956-07-17 Bristol Aeroplane Co Ltd Blade-locking means for turbine and the like rotor assemblies
GB2452515A (en) * 2007-09-06 2009-03-11 Siemens Ag Seal coating for rotor blade and/or disc slot
FR2951224A1 (fr) 2009-10-13 2011-04-15 Turbomeca Roue de turbine equipee d'un jonc de retenue axiale verrouillant des pales par rapport a un disque
FR3043133A1 (fr) * 2015-10-30 2017-05-05 Turbomeca Aube de turbomachine comprenant un pied etage et traverse par des cavites d'air de refroidissement
FR3049643A1 (fr) 2016-03-31 2017-10-06 Turbomeca Roue a pales rapportees et turbomachine equipee d'une telle roue
EP3594450A1 (fr) * 2018-07-09 2020-01-15 Rolls-Royce plc Pale pour moteur de turbine à gaz
EP3647545A1 (fr) * 2018-10-31 2020-05-06 United Technologies Corporation Ensemble de pales de turbine, moteur à turbine à gaz associé et procédé de

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2755062A (en) * 1951-07-13 1956-07-17 Bristol Aeroplane Co Ltd Blade-locking means for turbine and the like rotor assemblies
GB2452515A (en) * 2007-09-06 2009-03-11 Siemens Ag Seal coating for rotor blade and/or disc slot
FR2951224A1 (fr) 2009-10-13 2011-04-15 Turbomeca Roue de turbine equipee d'un jonc de retenue axiale verrouillant des pales par rapport a un disque
FR3043133A1 (fr) * 2015-10-30 2017-05-05 Turbomeca Aube de turbomachine comprenant un pied etage et traverse par des cavites d'air de refroidissement
FR3049643A1 (fr) 2016-03-31 2017-10-06 Turbomeca Roue a pales rapportees et turbomachine equipee d'une telle roue
EP3594450A1 (fr) * 2018-07-09 2020-01-15 Rolls-Royce plc Pale pour moteur de turbine à gaz
EP3647545A1 (fr) * 2018-10-31 2020-05-06 United Technologies Corporation Ensemble de pales de turbine, moteur à turbine à gaz associé et procédé de

Also Published As

Publication number Publication date
EP4352336A1 (fr) 2024-04-17
CN117425764A (zh) 2024-01-19
WO2022258911A1 (fr) 2022-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2060750B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur, en particulier de turbomachine
CA2598532C (fr) Aube de rotor d'une turbomachine
CA2625319A1 (fr) Soufflante de turbomachine
CA2931768C (fr) Soufflante, en particulier pour une turbomachine
CA2931769C (fr) Soufflante pour une turbomachine
FR2972759A1 (fr) Systeme d'etancheite et de retenue axiale des aubes pour une roue de turbine de turbomachine
FR2977909A1 (fr) Aube de rotor pour une turbomachine
FR2890105A1 (fr) Dispositif d'immobilisation d'un anneau de retention axiale d'une aube, disque de rotor et anneau de retention associes et rotor et motor d'aeronef les comportant
FR3020408A1 (fr) Ensemble rotatif pour turbomachine
EP3201438B1 (fr) Aube mobile de turbomachine, comprenant un ergot engageant une entaille de blocage d'un disque de rotor
CA2943461C (fr) Piece de revolution pour un rotor de turbomachine
CA2470073C (fr) Amelioration de la capacite de retention d'une aube a attache marteau dissymetrique a l'aide des raidisseurs de plates-formes
EP2060744B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur de turbomachine
FR2942638A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine
FR3123682A1 (fr) Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef
EP3797224A1 (fr) Disque ameliore de soufflante de turbomachine
EP3683450B1 (fr) Ensemble rotatif de turbomachine
FR3123681A1 (fr) Roue de rotor pour une turbomachine d’aéronef
WO2017162975A1 (fr) Plateforme, disque et ensemble de soufflante
FR3106632A1 (fr) Aubage de stator pour une turbomachine d’aeronef
FR3100836A1 (fr) Aubes mobiles pour turbine
FR3107082A1 (fr) Roue de turbomachine
WO2014037653A1 (fr) Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine
FR3069572B1 (fr) Aube de rotor pour une turbomachine d'aeronef
FR3098844A1 (fr) Roue de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20221209

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4