FR3141724A1 - Carénage pour une turbomachine d'aéronef comportant une protection anti-feu - Google Patents
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Abstract
La présente invention porte sur un carénage (25) pour une turbomachine d'aéronef destiné à être fixé sur un bras de liaison (24) assurant une liaison mécanique entre une virole (21) et un élément structurel de la turbomachine, ledit carénage (25) ayant une face interne (25.1) destinée à être orientée vers un espace de passage (26) de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe (25.2) opposée à la face interne (25.1), ledit carénage (25) étant réalisé dans un matériau composite et au moins une partie de la face interne (25.1) du carénage (25) étant recouverte par un revêtement anti-inflammable. Figure 2
Description
La présente invention porte sur un carénage pour une turbomachine d’aéronef comportant une protection anti-feu. L'invention trouve une application particulièrement avantageuse avec les carénages destinés à être fixé à un bras de liaison assurant une liaison mécanique entre une virole et un élément structurel de la turbomachine.
De façon connue en soi, une soufflante de turbomachine comprime l’air qui pénètre dans le moteur. Une partie de cet air constitue le flux primaire circulant dans un espace d'écoulement primaire défini par une veine aérodynamique primaire, et l’autre partie de cet air constitue le flux secondaire circulant dans un espace d'écoulement secondaire défini par une veine aérodynamique secondaire. Le flux primaire passe par un compresseur basse pression, par un compresseur haute pression, par une chambre de combustion, par une turbine haute pression et, pour finir, par une turbine basse pression avant d’être éjecté. Le flux secondaire contourne la partie chaude de la turbomachine.
Un redresseur, s'étend en aval de la soufflante dans l'espace d'écoulement secondaire. Le redresseur comprend une pluralité d'aubes fixes permettant de redresser le flux d'air en sortie de la soufflante. Ces aubes sont également désignées chacune par l'acronyme OGV pour "Outlet Guide Vane" selon la terminologie anglo-saxonne.
La turbomachine comporte une pluralité de vannes de décharge variable dites vannes VBV (pour "Variable Bleed Vane" selon la terminologie anglo-saxonne) associées à des conduits de décharge mettant en communication l'espace d'écoulement primaire avec l'espace d'écoulement secondaire. Lorsque la turbomachine se trouve à la limite du pompage, une ouverture des vannes VBV permet de faire passer une partie de l'air sous pression du flux primaire vers le flux secondaire de plus basse pression.
Une virole située en aval du redresseur comprend une pluralité de secteurs de virole assemblés entre eux de façon à former un cadre cylindrique de faible largeur. Des bras de liaison radiaux assurent une liaison mécanique entre la virole et un élément structurel de la turbomachine, tel qu'une virole carter intermédiaire (VCI) située en aval d'un carter de soufflante. Les bras de liaison comprennent des carénages délimitant un espace de passage de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes (électrique, mécanique, hydraulique) de la turbomachine. La virole, les bras de liaison, ainsi que les carénages constituent un ensemble communément appelé "kit engine".
Outre la définition de l'espace de passage de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes, les carénages du kit engine assurent une continuité de la veine secondaire en aval du ou des bras du redresseur ainsi qu'une fonction de paroi anti-feu dans certaines zones du moteur.
En effet, la zone située au niveau de la VCI ainsi que la zone haute pression de la turbomachine située en contre bas des carénages sont des zones de feu. Or, des conduits de carburants et un conduit d'air chaud d'un système de dégivrage du compresseur basse pression passant à l'intérieur de l'espace de passage délimité par les carénages sont susceptibles d'alimenter un feu naissant dans ces zones. Il est donc important que les carénages puissent empêcher la propagation du feu à l'intérieur de la turbomachine. En outre, les carénages doivent conserver une tenue mécanique minimale, pendant un certain temps, en cas d’élévation anormale de la température.
La résistance au feu est un élément déterminant pour la sécurité à bord de l'aéronef lors d'un vol. Les différents composants de l'aéronef doivent être capables de résister au feu trente minutes à deux heures afin d'offrir une stabilité de fonctionnement permettant au pilote de déclencher les procédures de secours et faire atterrir l'appareil. Par exemple, à la suite du démarrage d'un feu dans une des turbomachines de l'aéronef, il faut compter 5 minutes pour que le pilote détecte l'incident et déclenche une action; 10 minutes pour que le feu s'arrête à la suite de l'action du pilote; et 30 minutes supplémentaires pour que l'avion puisse atterrir.
Afin de garantir la résistance au feu, il est connu de réaliser les carénages dans un matériau métallique, généralement en titane. Ce matériau présente toutefois l'inconvénient d'être relativement lourd et onéreux.
Il existe donc le besoin de développer des carénages dans un matériau plus léger et moins cher que le titane ayant une bonne résistance mécanique et assurant une bonne protection et tenue au feu.
L'invention vise à combler efficacement ce besoin en proposant un carénage pour une turbomachine d'aéronef destiné à un bras de liaison assurant une liaison mécanique entre une virole et un élément structurel de la turbomachine, ledit carénage ayant une face interne destinée à être orientée vers un espace de passage de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe opposée à la face interne, ledit carénage étant réalisé dans un matériau composite et au moins une partie de la face interne du carénage étant recouverte par un revêtement anti-inflammable.
Il est à noter que l'invention surmonte un préjugé de l'homme du métier pour réaliser le carénage dans un matériau composite recouvert d'un revêtement anti-inflammable. En effet, le carénage est proche d'une zone de feu, et comporte de nombreuses interfaces de fixation avec les pièces environnantes. Cela implique de nombreux passage d'organes de fixation et ajoute donc une difficulté sérieuse, car le percement d’une paroi en composite détériore sa résistance et sa robustesse mécanique du fait d'une destruction d'une partie des fibres.
A première vue, la réalisation dans un matériau composite du carénage parait donc difficile, voire impossible. Néanmoins, avec un revêtement anti-feu ad-hoc, il s’avère qu’il est possible de réaliser ces pièces, en satisfaisant les exigences en termes de résistance au feu et de résistance mécanique, tout en bénéficiant des avantages de gain de poids et de coût liés à une pièce composite.
Selon une réalisation de l'invention, le revêtement anti-inflammable présente une épaisseur de dépôt comprise entre 1mm et 2mm.
Selon une réalisation de l'invention, le revêtement anti-inflammable est une peinture anti-inflammable intumescente.
Selon une réalisation de l'invention, la peinture anti-inflammable est apte à s'expandre d'au moins quinze fois son épaisseur de dépôt lorsqu'elle est soumise à une température comprise entre 250°C et 500°C.
Selon une réalisation de l'invention, le revêtement anti-inflammable est recouvert par une couche de vernis de protection.
Selon une réalisation de l'invention, ledit carénage comporte des interfaces de fixation avec un bord latéral d'un bras de liaison, des interfaces de fixation avec une semelle destinée à être reliée mécaniquement avec un secteur de virole et des interfaces de fixation avec une ferrure destinée à être fixée sur une virole carter intermédiaire.
Selon une réalisation de l'invention, ledit carénage comporte un décrochement destiné à assurer une continuité aérodynamique d'une veine secondaire lorsqu'une nacelle vient en contact avec une portion d'extrémité aval dudit carénage.
L'invention a également pour objet un ensemble pour une turbomachine comportant:
- une virole comprenant une pluralité de secteurs de viroles,
- au moins un bras de liaison destiné à assurer une liaison mécanique entre la virole et une virole carter intermédiaire, et
- au moins deux carénages tels que précédemment définis appartenant au bras de liaison, lesdits carénages délimitant un espace de passage de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine..
Selon une réalisation de l'invention, le bras de liaison sur lequel sont fixés les carénages est disposé, suivant une circonférence de la virole, à 12 heures par analogie avec un cadran d'horloge.
L'invention concerne en outre un procédé d'application d'un revêtement anti-inflammable sur un carénage pour une turbomachine d'aéronef, destiné à un bras de liaison assurant une liaison mécanique entre une virole et un élément structurel de la turbomachine, ledit carénage ayant une face interne destinée à être orientée vers un espace de passage de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe opposée à la face interne, ledit procédé comprenant une étape d'application d'un revêtement anti-inflammable sur au moins une partie de la face interne du carénage réalisé dans un matériau composite.
La présente invention sera mieux comprise et d’autres caractéristiques et avantages apparaîtront encore à la lecture de la description détaillée qui suit comprenant des modes de réalisation donnés à titre illustratif en référence avec les figures annexées, présentées à titre d’exemples non limitatifs, qui pourront servir à compléter la compréhension de la présente invention et l’exposé de sa réalisation et, le cas échéant, contribuer à sa définition, sur lesquelles:
Il est à noter que, sur les figures, les éléments structurels et/ou fonctionnels communs aux différents modes de réalisation présentent les mêmes références. Ainsi, sauf mention contraire, de tels éléments disposent de propriétés structurelles, dimensionnelles et matérielles identiques.
La montre une vue schématique en coupe longitudinale partielle d'une turbomachine 10 d'aéronef, ici un turboréacteur à double flux d'axe X. Cette turbomachine 10 comporte un carter de soufflante 12 entourant une soufflante 11 destinée à comprimer l’air qui pénètre dans le moteur. Une partie de cet air constitue le flux primaire circulant dans un espace d'écoulement primaire 13 défini par une veine aérodynamique primaire, et l’autre partie de cet air constitue le flux secondaire circulant dans un espace d'écoulement secondaire 14 défini par une veine aérodynamique secondaire. Le flux primaire passe par un compresseur basse pression 15 , par un compresseur haute pression 16, puis par une chambre de combustion, par une turbine haute pression et, pour finir, par une turbine basse pression avant d’être éjecté. La chambre de combustion, la turbine haute pression et la turbine basse pression ne sont pas représentées sur la figure afin de faciliter la compréhension de l'invention.
Un redresseur 18, également désigné par l'acronyme OGV pour "Outlet Guide Vane" selon la terminologie anglo-saxonne, s'étend en aval de la soufflante 11 dans l'espace d'écoulement secondaire. Le redresseur 18 comprend une pluralité d'aubes fixes permettant de redresser le flux d'air en sortie de la soufflante 11. Le redresseur 18 comporte en outre des bras 17 assurant une liaison mécanique entre un moyeu 20 du redresseur 18 et une virole carter intermédiaire 28 (VCI) située en aval du carter de soufflante 12.
Une pluralité de vannes de décharge variable 19 dites vannes VBV (pour "Variable Bleed Vane" selon la terminologie anglo-saxonne) associées à des conduits de décharge 23 mettent en communication l'espace d'écoulement primaire 13 avec l'espace d'écoulement secondaire 14. Par exemple, lorsque la turbomachine 10 se trouve à la limite du pompage, une ouverture des vannes VBV 19 permet de faire passer une partie de l'air sous pression du flux primaire vers le flux secondaire de plus basse pression.
Une virole 21 située en aval du redresseur 18 comprend une pluralité de secteurs de virole 22 assemblés entre eux de façon à former un cadre cylindrique de faible longueur. La virole 21 délimite la veine secondaire, du côté radialement interne de cette veine, et juste en aval du redresseur 18; tandis que la virole carter intermédiaire 28 délimite la veine secondaire du côté radialement externe de cette veine. Les conduits de décharge 23 associés aux vannes VBV 19 sont fixés sur une face interne des secteurs de virole 22. Des bras de liaison 24 assurent une liaison mécanique entre la virole 21 et un élément structurel de la turbomachine, en l'occurrence la virole carter intermédiaire 28.
Les bras de liaison 24 s'étendent longitudinalement suivant une direction radiale par rapport à l'axe X de la turbomachine 10 correspondant à l'axe de la virole 21. Les bras de liaisons 24 sont situés dans le prolongement des bras de redresseur 17, pour assurer la continuité de la veine secondaire. Sur la , le bras de liaison 24 assure une liaison mécanique entre la virole 21 et la virole carter intermédiaire 28, dans le prolongement du carter de soufflante 12. Selon la circonférence du moteur, et selon la position des équipements comme les bielles de reprise de poussée ou les vérins actionnant les vannes VBV 19, la virole 21 peut comporter jusqu'à huit secteurs 22 montés entre plusieurs bras 24 répartis angulairement de façon régulière ou non.
Les bras de liaison 24 comprennent chacun des carénages 25 définissant un espace de passage 26 de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes (électrique, mécanique, hydraulique) de la turbomachine. Ainsi, des faisceaux électriques, des conduits de carburant, d'air, ou d'huile pourront être disposés à l'intérieur de l'espace de passage 26 de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes. Sur la , le conduit référencé 27 correspond à un conduit d'air chaud d'un système de dégivrage du compresseur basse pression.
Les bras de liaison 20 comprennent également chacun une ferrure 40 destinée à être fixée sur la virole carter intermédiaire 28. La ferrure 40 est fixée à la VCI par exemple au moyen d'un ensemble de boulons ou tout autre moyen de fixation adapté à l'application. La ferrure 40 comporte une ouverture autorisant le passage des conduits et/ou des faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine.
La virole 21, les bras de liaison 24, ainsi que les carénages 25 appartiennent à un ensemble communément appelé "kit engine".
Plus précisément, un carénage 25 comporte une paroi 29 située au moins en partie dans le prolongement d'une face latérale du bras de redresseur 17. Le carénage 25 est réalisé dans un matériau composite comportant des fibres noyées dans une résine. Les fibres pourront être des fibres de verre ou des fibres de carbone. La résine peut être une résine thermoplastique ou thermodurcissable. Plus généralement, il peut s’agir d’un "composite à matrice organique” (CMO).
Le carénage 25 présente une face interne 25.1 orientée vers l'espace de passage 26 de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe 25.2 opposée à la face interne 25.1.
Le carénage 25 comporte un décrochement 32 destiné à assurer une continuité aérodynamique de la veine secondaire lorsqu'une nacelle (nacelle interne, non représentée) vient en contact avec une portion d'extrémité aval 33 dudit carénage 25. Le carénage 25 présente ainsi une portion principale 34 s'étendant dans le prolongement de la face latérale d'un bras de redresseur 17 et une portion d'extrémité aval 33 s'étendant en retrait par rapport à la portion principale 34. La portion principale 34 et la portion d'extrémité aval 33 sont séparées entre elles par le décrochement 32. Lorsque la nacelle vient en appui contre la portion d'extrémité aval 33, une face externe de la nacelle se situe dans la prolongement de la portion principale 34. Le décrochement 32 permet ainsi de compenser l'épaisseur de la nacelle pour assurer la continuité aérodynamique de la veine secondaire.
Le carénage 25 comporte des interfaces de fixation 36 avec un bord latéral aval du bras de redresseur 17, des interfaces de fixation 37 avec une semelle 38 destinée à être reliée mécaniquement avec un secteur de virole 22, et des interfaces de fixation 39 avec une ferrure 40 destinée à être fixée sur la VCI. Les interfaces de fixation 36, 37, 39 peuvent par exemple être constituées par des trous de fixation recevant des organes de fixation, tels que des vis. Alternativement, les organes de fixation peuvent prendre la forme de rivets, goujons, ou tout autre organe de fixation adapté à l'application.
Le carénage 25 est recouvert par un revêtement anti-inflammable 42 constituant une protection contre le feu. Plus précisément, le revêtement anti-inflammable 42 recouvre au moins une partie de la face interne 25.1 ou, préférentiellement, la totalité de la face interne 25.1 du carénage 25. De préférence, seule la face interne 25.1 du carénage 25 est recouverte par le revêtement anti-inflammable 42. La face externe 25.2 est donc dépourvue de revêtement anti-inflammable 42, ici. Le revêtement anti-inflammable 42 peut par exemple présenter une épaisseur de dépôt comprise entre 1mm et 2mm.
Avantageusement, le bras de liaison 24 montré sur la , auquel appartiennent les carénages 25 recouverts en face interne par une couche de revêtement anti-inflammable 42, est disposé, suivant une circonférence de la virole 21, à 12 heures par analogie avec un cadran d'horloge. L'orientation à 12 heures du bras de liaison 24 est observable lorsque le kit engine est installé sur la turbomachine 10. Autrement dit, le bras de liaison 24 est disposé suivant une position angulaire verticale supérieure, lorsque le moteur est monté sur l’aéronef. Ce bras de liaison 24 est situé dans une zone de feu proche de la zone haute pression de la turbomachine 10.
De préférence, le revêtement anti-inflammable 42 est constitué par une peinture anti-inflammable qui présente une bonne adhérence sur les composites, et permet d'obtenir une couche continue et régulière sur la face interne 25.1 du carénage 25.
Avantageusement, la peinture anti-inflammable 42 est intumescente, c'est à dire qu'elle gonfle (ou s'expand) lorsque sa température dépasse une température seuil. La peinture intumescente est un produit qui peut être utilisé dans le bâtiment pour la protection anti-incendie. La peinture intumescente est, par exemple, un produit thermoplastique dont la température seuil est comprise entre 250°C et 300°C. L'épaisseur de la couche de peinture intumescente soumise à un flux de chaleur, tel qu'une flamme, peut augmenter d'au moins quinze fois son épaisseur de dépôt lorsque sa température dépasse la température seuil. La peinture se transforme alors en une mousse microporeuse également appelée meringue. La meringue présente une résistivité thermique élevée permettant de limiter la propagation du feu à l'intérieur de la turbomachine.
Préférentiellement, comme cela est illustré sur la , le revêtement anti-inflammable 42 est recouvert par une couche de vernis de protection 43.
La présente un exemple de mise en œuvre d'un procédé d'application par pulvérisation d'un revêtement anti-inflammable 42, en l'occurrence de la peinture anti-inflammable, sur la face interne 25.1 du carénage 25.
La peinture est appliquée par pulvérisation au moyen d'un pistolet à peinture 45 pulvérisant la peinture en couche uniforme sur la face interne 25.1 du carénage 25. La peinture, lorsqu'elle est à l'état liquide, est mouillante et peut être déposée sur tout type de formes, telles que des arêtes ou des congés.
Afin d'accélérer le séchage de la peinture, le carénage 25 peut être introduit à l'intérieur d'un four. Alternativement, le séchage de la peinture pourra être effectué à température ambiante. En variante, le revêtement anti-inflammable 42 peut être appliquée au moyen de rouleaux ou de brosses.
L'application du revêtement anti-inflammable 42 peut être automatisée. L'automatisation de l'application offre une meilleure reproductibilité que lorsqu'elle est réalisée par un opérateur, permettant ainsi de réduire les retouches à réaliser.
Afin de protéger la couche de revêtement anti-inflammable 42, le procédé d'application peut également comprendre l'application d'une couche de vernis de protection 43 sur la couche de revêtement anti-inflammable 42. La couche de vernis de protection 43 peut également être appliquée au moyen de rouleaux, de brosses ou par pulvérisation.
Le procédé d'application permet de réaliser des réparations ou des retouches sur le carénage 25 dont la couche de revêtement anti-inflammable 42 ne serait pas conforme. Il peut par exemple s'agir d'un trou dans la couche de revêtement dû à un défaut lors de l'étape d'application. Il peut également s'agir d'un perçage réalisé dans le carénage 25 après une première réalisation de l'étape d'application du revêtement. Les retouches peuvent être réalisées plusieurs fois sans dégrader le niveau de protection du carénage 25.
Bien entendu, les différentes caractéristiques, variantes et/ou formes de réalisation de la présente invention peuvent être associées les unes avec les autres selon diverses combinaisons dans la mesure où elles ne sont pas incompatibles ou exclusives les unes des autres. En outre, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment et fournis uniquement à titre d'exemple. Elle englobe diverses modifications, formes alternatives et autres variantes que pourra envisager l'homme du métier dans le cadre de la présente invention et notamment toutes combinaisons des différents modes de fonctionnement décrits précédemment, pouvant être pris séparément ou en association.
Claims (10)
- Carénage (25) pour une turbomachine d'aéronef (10), destiné à un bras de liaison (24) assurant une liaison mécanique entre une virole (21) et un élément structurel de la turbomachine, ledit carénage (25) ayant une face interne (25.1) destinée à être orientée vers un espace de passage (26) de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe (25.2) opposée à la face interne (25.1), caractérisé en ce que le carénage (25) est réalisé dans un matériau composite et au moins une partie de la face interne (25.1) du carénage (25) est recouverte par un revêtement anti-inflammable (42).
- Carénage selon la revendication 1, caractérisé en ce que le revêtement anti-inflammable (42) présente une épaisseur de dépôt comprise entre 1mm et 2mm.
- Carénage selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le revêtement anti-inflammable (42) est une peinture anti-inflammable intumescente.
- Carénage selon la revendication 3, caractérisé en ce que la peinture anti-inflammable est apte à s'expandre d'au moins quinze fois son épaisseur de dépôt lorsqu'elle est soumise à une température comprise entre 250°C et 500°C.
- Carénage selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le revêtement anti-inflammable (42) est recouvert par une couche de vernis de protection (43).
- Carénage selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce qu'il comporte des interfaces de fixation (36) avec un bord latéral aval d'un bras de redresseur (17), des interfaces de fixation (37) avec une semelle (38) destinée à être reliée mécaniquement avec un secteur de virole (22) et des interfaces de fixation (39) avec une ferrure (40) destinée à être fixée sur une virole carter intermédiaire (28).
- Carénage selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte un décrochement (32) destiné à assurer une continuité aérodynamique d'une veine secondaire lorsqu'une nacelle vient en contact avec une portion d'extrémité aval (33) dudit carénage (25).
- Ensemble pour une turbomachine caractérisé en ce qu'il comporte:
- une virole (21) comprenant une pluralité de secteurs de viroles (22),
- au moins un bras de liaison (24) destiné à assurer une liaison mécanique entre la virole (21) et une virole carter intermédiaire (28),et
- au moins deux carénages (25) définis selon l'une quelconque des revendications précédentes, appartenant au bras de liaison (24), lesdits carénages (25) délimitant un espace de passage (26) de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine. - Ensemble selon la revendication 8, caractérisé en ce que le bras de liaison (24) sur lequel sont fixés les carénages (25) est disposé, suivant une circonférence de la virole (21), à 12 heures par analogie avec un cadran d'horloge.
- Procédé d'application d'un revêtement anti-inflammable (42) sur un carénage (25) pour une turbomachine d'aéronef, destiné à un bras de liaison (24) assurant une liaison mécanique entre une virole (21) et un élément structurel de la turbomachine, ledit carénage (25) ayant une face interne (25.1) destinée à être orientée vers un espace de passage (26) de conduits et/ou de faisceaux électriques de servitudes de la turbomachine et une face externe (25.2) opposée à la face interne (25.1), caractérisé en ce que ledit procédé comprend une étape d'application d'un revêtement anti-inflammable (42) sur au moins une partie de la face interne (25.1) du carénage (25) réalisé dans un matériau composite.
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| FR2211599A FR3141724A1 (fr) | 2022-11-08 | 2022-11-08 | Carénage pour une turbomachine d'aéronef comportant une protection anti-feu |
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| FR2211599A FR3141724A1 (fr) | 2022-11-08 | 2022-11-08 | Carénage pour une turbomachine d'aéronef comportant une protection anti-feu |
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3028893A1 (fr) * | 2014-11-24 | 2016-05-27 | Snecma | Structure de support de carter |
| EP3293000B1 (fr) * | 2016-09-09 | 2018-08-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Procédé de fabrication d'un composite stratifié pourvu de matériau gonflant et élément du moteur |
| EP3296099B1 (fr) * | 2016-09-09 | 2019-07-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Procédé de fabrication d'un composant de propulseur au moyen d'une ébauche en matériau intumescent |
| FR3115570A1 (fr) * | 2020-10-26 | 2022-04-29 | Safran Aircraft Engines | Carter de soufflante comprenant une protection anti-feu |
-
2022
- 2022-11-08 FR FR2211599A patent/FR3141724A1/fr active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3028893A1 (fr) * | 2014-11-24 | 2016-05-27 | Snecma | Structure de support de carter |
| EP3293000B1 (fr) * | 2016-09-09 | 2018-08-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Procédé de fabrication d'un composite stratifié pourvu de matériau gonflant et élément du moteur |
| EP3296099B1 (fr) * | 2016-09-09 | 2019-07-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Procédé de fabrication d'un composant de propulseur au moyen d'une ébauche en matériau intumescent |
| FR3115570A1 (fr) * | 2020-10-26 | 2022-04-29 | Safran Aircraft Engines | Carter de soufflante comprenant une protection anti-feu |
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