WO2020157418A1 - Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
WO2020157418A1
WO2020157418A1 PCT/FR2020/050112 FR2020050112W WO2020157418A1 WO 2020157418 A1 WO2020157418 A1 WO 2020157418A1 FR 2020050112 W FR2020050112 W FR 2020050112W WO 2020157418 A1 WO2020157418 A1 WO 2020157418A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
housing
wall
casing
members
fixing
Prior art date
Application number
PCT/FR2020/050112
Other languages
English (en)
Inventor
Clément BOUROLLEAU
Alexandre Branco
Serge Domingues
Vincent Pascal FIORE
Anwer SIRAJ
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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 Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Publication of WO2020157418A1 publication Critical patent/WO2020157418A1/fr

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/045—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for noise suppression
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of aircraft turbomachine fan housings.
  • the state of the art includes in particular the documents FR-A1 -3 005 100, FR-A1 -2 997 726, FR-A1 -2 997 725 and WO-A1 -2016/146924.
  • FIG. 1 partially shows a fan of an aircraft turbomachine.
  • a turbomachine comprises, from upstream to downstream, that is to say in the direction of flow of the gas flows, a fan, one or more compressors, a combustion chamber, one or more turbines, and a nozzle for ejecting the combustion gases leaving the turbine (s).
  • the blower 1 comprises a paddle wheel 2 which is surrounded by a fan casing 3, also called a retention casing because of its function of retaining the vanes in the event of their rupture, or in the event of entry of debris. in the blower.
  • the fan casing 3 typically comprises a substantially cylindrical wall of axis of revolution A which extends around the fan blades 2 of the turbomachine. It includes a 3 ", 3" annular mounting flange at each of its axial ends. These 3 ’, 3” flanges are used to secure the housing 3 to annular walls of the turbomachine nacelle.
  • Figure 3 is a schematic sectional view illustrating a fan housing 3 according to the prior art.
  • the fan casing is connected on the one hand to an air inlet sleeve 5, and, on the other hand, to an intermediate casing ferrule 6. It carries also an upstream acoustic zone 7 and a downstream acoustic zone 8.
  • the fan casing 3 also comprises an abradable support layer 4, positioned on an internal face of the fan casing 3, between the upstream acoustic zone 7 and the downstream acoustic zone 8 .
  • blower housing 3 is also designed for:
  • the upstream 7 and downstream 8 acoustic zones include acoustic insulation panels. These panels generally have an annular honeycomb structure, the internal and external faces of which are each covered with a skin which can be multi-perforated to improve the acoustic treatment. They are intended to absorb the sound waves generated by the fan of the turbomachine.
  • patent application FR 2 997 725 in the name of the Applicant proposes a turbomachine casing, comprising a wall substantially cylindrical and a one-piece annular soundproofing panel mounted inside the wall.
  • Elastically deformable tabs are fixed to the panel, respectively to the wall, and include orifices allowing the engagement of screw ends fixed to the casing, respectively to the panel.
  • Such a casing therefore comprises a fixing system allowing easy removal of the panel, in particular under the wing of an airplane, that is to say without removing the engine. Given the elasticity of the tabs, however, it is difficult to ensure the positioning of the panel with precision inside the wall.
  • Such tabs can also deform or crack under the effect of mechanical or thermal stresses applied in operation.
  • Patent application FR 2 997 726 in the name of the Applicant discloses a turbomachine casing comprising a substantially cylindrical wall and a one-piece annular acoustic insulation panel mounted radially inside the wall, the panel comprising a radially outer annular surface. equipped with first protruding members, the wall of the casing comprising a radially internal annular surface fitted with second protruding members, fixed in a removable manner respectively to the first protruding members.
  • the projecting members are for example formed by tabs fixed to the panel and to the wall of the casing and the fixing in a removable manner is ensured by means of screw-nut systems.
  • Such a method of fixing the one-piece panel to the wall of the casing is hyper-static and does not allow precise positioning or centering of the panel inside the wall of the casing. Indeed, in this case, the positioning or centering is ensured by the aforementioned screws, engaged with axial, radial and circumferential clearances in the corresponding holes of the projecting members.
  • Patent application FR 3 005 100 in the name of the Applicant discloses a turbomachine casing comprising a substantially cylindrical wall, extending along a longitudinal axis, and a one-piece annular acoustic insulation panel mounted radially inside the wall.
  • the panel comprising a radially outer annular surface equipped with first projecting members comprising a first element fixed to said radially outer annular surface of the panel by gluing or riveting and a second element slidably mounted in the first element and having an L-shape
  • the wall of the casing comprising a radially inner annular surface equipped with second projecting members having an L-shape fixed to said radially inner annular surface of the housing by screws, the second L-shaped elements of the first members and the second L-shaped members being fixed to each other by means of one of their branches forming the L provided with a screw passage hole, in a removable manner, by means of a screw-nut system.
  • the method of fixing the one-piece panel to the wall of the casing is hyper-static and does not allow precise positioning or centering of the panel inside the wall of the casing, the positioning or centering being ensured by the aforementioned screws. , engaged with axial, radial and circumferential clearances in the corresponding holes of the protruding members which can therefore prevent the joining of these protruding members or else which may reduce the service life of the assembly due to the static mounting constraints inducing a report load favoring the appearance of cracks in the components, the acoustic panel or the casing under the effect of the mechanical or thermal stresses applied in operation, until the rupture of these elements.
  • the present invention provides a simple, effective and economical solution to the aforementioned drawbacks of the prior art.
  • an aircraft turbomachine casing comprising:
  • annular soundproofing ring mounted radially inside said wall and substantially coaxial with said wall
  • the housing according to the invention provides several interesting advantages, in particular:
  • the intermediate portion forms an angle of 135 ° with each of the first and second portions.
  • the intermediate portion is connected to the first and second connecting portions by junctions with a radius of curvature greater than or equal to K.e, e being the thickness of said body.
  • K is greater than or equal to 7.5.
  • the body has a thickness e of between 0.8 mm and 3 mm.
  • the first portion of the members comprises a plurality of chamfered holes for the passage of screws for fixing to the shell and the second portion of the members comprises at least one hole for the passage of screws for fixing to the casing.
  • the second portion comprises a cage nut crimped on a first face opposite to a second face intended to be applied to the wall of the casing.
  • At least the edges of the second face of the second portion are chamfered.
  • the fasteners do not risk damaging the internal surface of the housing during assembly of the acoustic shroud.
  • the number of fixing members is less than or equal to six.
  • the number of fasteners and therefore the number of fastening screws used to secure the attachment of the acoustic shell in the housing is significantly reduced compared to the state of the prior art so that the weight of the housing as well that the intervention time during maintenance operations are also reduced. In addition, an economic gain is also noted. Thus, the degree of hyper-droop of the assembly of the ferrule and the housing is reduced.
  • the present invention also relates to a turbomachine for an aircraft, characterized in that it comprises a casing having any of the aforementioned characteristics.
  • FIG. 1 Figure 1 already discussed partially shows a sectional view of a fan of an aircraft turbomachine according to the prior art
  • FIG. 2 Figure 2, already discussed, shows a perspective view of a fan housing according to the prior art
  • FIG. 3 Figure 3, already discussed, shows a partial schematic section of a fan housing according to the prior art
  • Figure 4 is a cross-sectional view of a housing according to the invention.
  • Figure 5 is a perspective view of a fastener according to the invention, viewed from above;
  • FIG. 6 is a perspective view of a fastener according to the invention, seen from below;
  • Figure 7 is a top view of a fastener according to the invention.
  • FIG. 8 is a view in longitudinal section of a fixing member according to the invention.
  • FIG. 9 is a partial sectional view of a schematic nature showing an acoustic shroud linked to a casing by means of a fixing member according to the invention.
  • the housing 10 has an annular wall 11 of generally substantially cylindrical shape with axis of revolution A.
  • the terms “internal” and “external” and “radial” are defined with respect to the axis A of the casing 10.
  • the terms “upstream” and “downstream” are used with reference to the meaning flow of gas flows in a turbomachine.
  • the terms “above” and “below” are used with reference to the constituent elements of a fastener according to the invention.
  • the housing 10 comprises an annular fixing flange 10 ", 10" at each of its axial ends. These 10 ", 10" flanges are used to secure the housing 10 to the annular walls of a turbomachine nacelle it equips. In the case of an annular fan casing, these flanges 10 ', 10 ”are used to fix the casing 10 on the one hand to an air inlet sleeve of the turbomachine, and, on the other hand, to an intermediate casing ferrule of the turbomachine (not shown).
  • the annular wall 11 is made of a composite material.
  • it is made from a preform of woven fibers, for example three-dimensional, woven fibers, and densified with a polymeric resin.
  • the annular wall 11 of the housing 10 comprises a radially internal annular surface 11a intended to receive an annular sound-insulating shell 12 formed from a single annular piece (called OPB, acronym for One Piece Barre! In English).
  • OPB annular sound-insulating shell
  • the annular shell 12 is mounted radially inside the annular wall 11 of the casing 10 and substantially coaxial with this annular wall 11 so as to form an annular space E.
  • the annular sound insulation ring 12 is fixed inside the casing 10 by means of removable fasteners 13 members.
  • the number of members 13 fixing is less than or equal to six.
  • the number of fasteners 13 used to ensure the assembly of the acoustic shroud 12 inside the housing 10 being small, this makes it possible to reduce the degree of hyperstatism of the assembly.
  • Each fixing member 13 comprises a one-piece body having:
  • the intermediate portion 133 forms an angle ⁇ with each of said first 131 and second 132 portions.
  • the fixing members 13 have three substantially planar portions, namely the first portion 131, the second portion 132 and the intermediate portion 133, the latter being connected to the first 131 and second 132 portion by two curved junctions 133a, 133b.
  • the angle a is advantageously greater than 90 ° and preferably between 120 ° and 150 °.
  • the angle a is equal to 135 °.
  • the fasteners 13 comprising a one-piece body, the fact of having a planar intermediate portion 133 forming an angle of inclination greater than 90 ° with each of said first 131 and second 132 portions makes it possible to have large radii R of curvature at the level of the curved junctions 133a, 133b and therefore ensures ease of manufacture of said fasteners 13.
  • the radius of curvature R of the curved junctions 133a, 133b is greater than or equal to Ke, e being the thickness of the body of a fixing member 13.
  • K is greater than or equal to 7.5.
  • the ratio between the radius of curvature R of the curved junctions 133a, 133b and the thickness e of the body of a fastener 13 is greater than or equal to 7.5.
  • the body of the fasteners 13 can be easily manufactured, for example by a cold bending process known at low cost per se from a simple metal plate of substantially rectangular shape.
  • the body of the fasteners 13 has a thickness e of between 0.8 mm and 3 mm. According to a preferred embodiment, the body of the fasteners 13 has a thickness of 2 mm and the radii of curvature R of the curved junctions 133a, 133b are 15 mm.
  • the fasteners 13 may also have a length L of between 100 mm and 175 mm and a width I of between 40 mm and 50 mm. For example, the fasteners 13 have a length L of 150 mm and a width I of 42 mm. Likewise, when empty, the fasteners 13 may have a height h of between 25 mm and 35 mm and, for example, a height h of 30 mm.
  • the body of the fasteners 13 is made of any material having the necessary strength. It is for example made of a titanium alloy.
  • a titanium alloy of the TA6V type enables the bodies of the fasteners 13 to be produced with an almost zero cold bending scrap rate and excellent mechanical properties in static and dynamic.
  • the first portion 131 of connection to the acoustic shell 12 has a first face 131 a intended to be applied to the acoustic shell 12 and, more precisely, to a radially outer annular surface 12a of the acoustic shell 12, and a second face 131b opposite to the first face 131 a.
  • the second portion 132 for connecting to the annular wall 11 of the casing 10 has a first face 132a opposite a second face 132b intended to be applied to the annular wall 11 of the casing 10 and, more precisely, to a radially internal annular surface 11a of the annular wall 11 of casing 10.
  • at least the ridges 132c of the second face 132b of the second portion 132 are chamfered. This makes it possible not to damage the radially internal annular surface 11 a of the annular wall 11 of the casing 10 during the assembly of the acoustic shroud 12 as will be described below.
  • the first portion 131 of the fixing members 13 comprises several holes for the passage of screws for fixing to the acoustic shroud 12. According to the illustrated example, the first portion 131 of the fixing members 13 comprises four holes 14 for the passage of screws 15 for fixing. to the acoustic shell 12. These bores 14 are advantageously made at a predetermined distance from the curved junction 133a connecting the first portion 131 to the intermediate portion 133 in order to avoid puncturing, and therefore weakening, the curved junction 133a.
  • the holes 14 are advantageously chamfered on the side of the second face 131b of the first portion 131 of the fixing members 13 so as to receive the heads of the screws 15 for fixing to the acoustic shell 12, the bodies of these screws 15 thus passing through the first portion 131 of the fasteners 13 and the acoustic shroud 12 in order to ensure their connection.
  • the second portion 132 of the fixing members 13 comprises at least one orifice 16 for the passage of screws 17 for fixing to the annular wall 11 of the casing 10.
  • the second portion 132 of the fixing members 13 further comprises a cage nut 18 crimped on the first face 132a, at the level of the orifice 16 for receiving the fixing screw 17.
  • This cage nut 18 which may be of the floating type is therefore positioned. in the annular space E arranged between the casing 10 and the acoustic shell 12.
  • the heads of the fixing screws 17 can be housed, at least in part, in an annular groove 19 which the casing 10 has, the bodies of these screws 17 pass through the annular wall 11 of the casing 10 and the second portion 132 of the fixing members. 13 to ensure their connection by screwing in the cage nuts 18.
  • the acoustic shroud 12 is equipped with a plurality of fixing members 13, for example six fixing members 13, angularly distributed and fixed on the annular surface. radially outer 12a by means of screws 15 via the first portions 131.
  • one of the fixing members 13 is positioned angularly at 6 o'clock, with reference to a time dial, (that is to say in the low position) when the casing 40 is mounted on an aircraft turbomachine and the other components are angularly spaced at 60 °.
  • the acoustic shroud 12 thus equipped with the fixing members 13 is then slid inside the casing 10, longitudinally along the axis A, from an upstream opening of the casing 10 until, for example, the orifices 16 of the second portions are positioned. 132 opposite the annular grooves 19, the screws 17 are screwed into the nuts 18 from a radially outer surface 11 b of the annular wall 11 of the housing 10.
  • the one-piece acoustic shroud can thus be easily mounted or dismantled upstream of the wall 11 of the casing 10, in particular during a maintenance operation under the wing of the aircraft.
  • the general "S" shape of the bodies of the fixing members 13 gives them flexibility allowing them to act as a shock absorber. in order to absorb the effect of mechanical stresses in operation of the turbomachine, thus increasing the life of the fasteners 13 as well as that of the acoustic shroud 12 or of the casing 10.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un carter (10) de turbomachine d'aéronef, comportant : une paroi (11) sensiblement cylindrique, s'étendant suivant un axe longitudinal, une virole (12) annulaire d'isolation acoustique montée radialement à l'intérieur de ladite paroi et sensiblement coaxiale à ladite paroi, et des organes (13) de fixation amovible de la virole à l'intérieur dudit carter, ces organes étant répartis autour dudit axe et dans un espace annulaire (E) s'étendant entre la virole et la paroi, caractérisé en ce que lesdits organes comportent chacun un corps monobloc présentant : une première portion (131) de liaison à la virole, une seconde portion (132) de liaison au carter, et une portion intermédiaire (133) de liaison des première et seconde portions de liaison formant un angle supérieur à 90° avec chacune desdites première et seconde portions.

Description

DESCRIPTION
TITRE : CARTER DE SOUFFLANTE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne le domaine des carters de soufflante de turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’état de l’art comprend notamment les documents FR-A1 -3 005 100, FR-A1 -2 997 726, FR-A1 -2 997 725 et WO-A1 -2016/146924.
La figure 1 représente partiellement une soufflante d’une turbomachine d’aéronef.
De façon classique, une turbomachine comprend d’amont en aval, c'est-à-dire dans le sens d’écoulement des flux de gaz, une soufflante, un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion, une ou plusieurs turbines, et une tuyère d’éjection des gaz de combustion sortant de la ou des turbines.
La soufflante 1 comporte une roue à aubes 2 qui est entourée par un carter 3 de soufflante, encore appelé carter de rétention du fait de sa fonction de rétention des aubes en cas de rupture de celles-ci, ou en cas d’entrée de débris dans la soufflante.
Comme cela est visible sur la figure 2, le carter de soufflante 3 comprend typiquement une paroi sensiblement cylindrique d'axe de révolution A qui s'étend autour des aubes de soufflante 2 de la turbomachine. Il comprend une bride annulaire de fixation 3’, 3” à chacune de ses extrémités axiales. Ces brides 3’, 3” sont utilisées pour fixer le carter 3 à des parois annulaires de la nacelle de la turbomachine.
La figure 3 est une coupe à caractère schématique illustrant un carter de soufflante 3 selon l’art antérieur.
Le carter de soufflante est lié d’une part à une manche d’entrée d’air 5, et, d’autre part, à une virole de carter intermédiaire 6. Il porte également une zone acoustique amont 7 et une zone acoustique avale 8. Le carter de soufflante 3 comporte encore une couche de support abradable 4, positionnée sur une face interne du carter de soufflante 3, entre la zone acoustique amont 7 et la zone acoustique avale 8.
En plus de la fonction de rétention, le carter de soufflante 3 est également conçu pour :
- assurer une continuité mécanique (des efforts et des moments) entre la manche d’entrée d’air 5 et la virole de carter intermédiaire 6 ;
- permettre la fixation des panneaux d’une veine aérodynamique délimitée par la cartouche de support abradable 4, la zone acoustique amont 7 et la zone acoustique avale 8 assurant ainsi une continuité de la veine aérodynamique ;
- permettre la fixation d’équipements et de supports connus en soi ;
- tenir les spécifications de règlementation au feu et aux fuites ;
- permettre la continuité du courant électrique pour la tenue à la foudre, etc.
Les zones acoustiques amont 7 et avale 8 comprennent des panneaux d'isolation acoustique. Ces panneaux présentent en général une structure annulaire en nid d'abeille dont les faces interne et externe sont chacune recouvertes d'une peau qui peut être multi-perforée pour améliorer le traitement acoustique. Ils sont destinés à absorber les ondes sonores générées par la soufflante de la turbomachine.
Concernant la zone acoustique amont 7, il a été proposé de fixer un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique sur la paroi du carter.
En pratique, la maintenance d'un tel panneau acoustique est difficile à réaliser étant donné qu'il est nécessaire d'immobiliser la turbomachine pour procéder au remplacement du panneau endommagé par un panneau neuf.
Il existe donc un besoin de solution permettant de monter ou démonter aisément un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique sur la paroi d’un carter de turbomachine, notamment lors d’une opération de maintenance sous l’aile d’un avion.
De nombreuses solutions ont été proposées.
Par exemple, la demande de brevet FR 2 997 725 au nom de la Demanderesse propose un carter de turbomachine, comportant une paroi sensiblement cylindrique et un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique monté à l'intérieur de la paroi. Des pattes élastiquement déformables sont fixées sur le panneau, respectivement sur la paroi, et comportent des orifices permettant l'engagement d'extrémités de vis fixées sur le carter, respectivement sur le panneau. Un tel carter comporte donc un système de fixation permettant un démontage aisé du panneau, en particulier sous l'aile d'un avion, c'est-à-dire sans dépose du moteur. Compte tenu de l'élasticité des pattes, il est cependant difficile d'assurer avec précision le positionnement du panneau à l'intérieur de la paroi. De telles pattes peuvent également se déformer ou se fissurer sous l'effet des contraintes mécaniques ou thermiques appliquées en fonctionnement.
La demande de brevet FR 2 997 726 au nom de la Demanderesse divulgue un carter de turbomachine comportant une paroi sensiblement cylindrique et un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique monté radialement à l'intérieur de la paroi, le panneau comportant une surface annulaire radialement externe équipée de premiers organes en saillie, la paroi du carter comportant une surface annulaire radialement interne équipée de seconds organes en saillie, fixés de manière démontable respectivement aux premiers organes en saillie. Les organes en saillie sont par exemple formés par des pattes fixées au panneau et à la paroi du carter et la fixation de manière démontable est assurée par l'intermédiaire de systèmes vis-écrous. Un tel mode de fixation du panneau monobloc sur la paroi du carter est hyper-statique et ne permet pas un positionnement ou centrage précis du panneau à l'intérieur de la paroi du carter. En effet, dans ce cas, le positionnement ou centrage est assuré par les vis précitées, engagées avec des jeux axiaux, radiaux et circonférentiels dans les trous correspondants des organes en saillie.
La demande de brevet FR 3 005 100 au nom de la Demanderesse divulgue un carter de turbomachine comportant une paroi sensiblement cylindrique, s'étendant suivant un axe longitudinal, et un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique monté radialement à l'intérieur de la paroi et sensiblement coaxiale à la paroi, le panneau comportant une surface annulaire radialement externe équipée de premiers organes en saillie comprenant un premier élément fixé sur ladite surface annulaire radialement externe du panneau par collage ou rivetage et un second élément monté coulissant dans le premier élément et présentant une forme de L, la paroi du carter comportant une surface annulaire radialement interne équipée de seconds organes en saillie présentant une forme de L fixés sur ladite surface annulaire radialement interne du carter par des vis, les seconds éléments en forme de L des premiers organes et les seconds organes en forme de L étant fixés l’un à l’autre par l’intermédiaire de l’une de leurs branches formant le L muni d’un trou de passage de vis, de manière démontable, au moyen d’un système vis-écrou. Là encore, le mode de fixation du panneau monobloc sur la paroi du carter est hyper-statique et ne permet pas un positionnement ou centrage précis du panneau à l'intérieur de la paroi du carter, le positionnement ou centrage étant assuré par les vis précitées, engagées avec des jeux axiaux, radiaux et circonférentiels dans les trous correspondants des organes en saillie pouvant donc empêcher la solidarisation de ces organes en saillie ou encore pouvant diminuer la durée de vie de l’ensemble du fait des contraintes statiques de montage induisant un rapport de charge favorisant l’apparition de fissure dans les organes, du panneau acoustique ou du carter sous l'effet des contraintes mécaniques ou thermiques appliquées en fonctionnement, jusqu’à la rupture de ces éléments. Un autre inconvénient de cette solution est que le serrage des systèmes vis-écrou permettant la solidarisation des organes en saillie nécessite l’utilisation d’un outillage spécifique tel qu’une clé dynamométrique à rallonge pour l’accès à ces organes pendant des opérations de maintenance pour assurer le montage et le démontage du panneau acoustique sur le carter.
De plus, un très grand nombre d’organes doivent être assemblés pour assurer la fixation du panneau acoustique sur le carter, ce qui augmente le temps d’une opération de maintenance et donc le temps d’immobilisation de l’avion. De plus, la multiplication des organes précités mis en œuvre pour réaliser la solidarisation du panneau acoustique et du carter alourdit de manière significative le carter. La présente invention propose une solution simple, efficace et économique aux inconvénients précités de la technique antérieure.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention concerne un carter de turbomachine d’aéronef, comportant :
- une paroi sensiblement cylindrique, s'étendant suivant un axe longitudinal,
- une virole annulaire d'isolation acoustique montée radialement à l'intérieur de ladite paroi et sensiblement coaxiale à ladite paroi,
- et des organes de fixation amovible de la virole à l’intérieur dudit carter, ces organes étant répartis autour dudit axe et dans un espace annulaire s’étendant entre la virole et la paroi,
caractérisé en ce que lesdits organes comportent chacun un corps monobloc présentant :
- une première portion de liaison à la virole s’étendant selon un premier plan et appliquée sur ladite virole,
- une seconde portion de liaison au carter s’étendant selon un second plan sensiblement parallèle au premier plan, et appliquée sur la paroi dudit carter, et
- une portion intermédiaire de liaison des première et seconde portions de liaison, cette portion intermédiaire formant un angle supérieur à 90° avec chacune desdites première et seconde portions.
Le carter selon l’invention procure plusieurs avantages intéressants, notamment :
- les organes de fixation sont simples et peu coûteux à fabriquer ;
- l’élasticité des organes de fixation permet d’assurer une meilleure tenue mécanique en répondant aux éventuelles contraintes statiques en supprimant les jeux de montage et d’absorber l'effet des contraintes mécaniques en fonctionnement augmentant ainsi leur durée de vie ainsi que celle de la virole acoustique ou du carter ;
- le montage et le démontage de la virole acoustique sur le carter peut se faire simplement, au moyen d’outils standards et de manière rapide ce qui permet de diminuer le temps d’intervention sous l’aile de l’avion et donc le temps d’immobilisation de l’avion.
Avantageusement, la portion intermédiaire forme un angle de 135° avec chacune des première et seconde portions.
Cela permet d’avoir de grands rayons de pliage entre la portion intermédiaire et chacune desdites première et seconde portions de sorte à en faciliter la fabrication (par exemple par pliage).
Avantageusement, la portion intermédiaire est reliée aux première et seconde portions de liaison par des jonctions à rayon de courbure supérieur ou égal à K.e, e étant l’épaisseur dudit corps.
De préférence et avantageusement, K est supérieur ou égal à 7,5.
Avantageusement, le corps a une épaisseur e comprise entre 0,8 mm et 3 mm.
Selon un exemple de réalisation, la première portion des organes comprend plusieurs perçages chanfreinés de passage de vis de fixation à la virole et la seconde portion des organes comprend au moins un orifice de passage de vis de fixation au carter.
De préférence, la seconde portion comprend un écrou cage serti sur une première face opposée à une seconde face destinée à être appliquée sur la paroi du carter.
De préférence et avantageusement, au moins les arêtes de la seconde face de la seconde portion sont chanfreinées.
Ainsi, les organes de fixation ne risquent pas d’endommager la surface interne du carter lors de l’assemblage de la virole acoustique.
Avantageusement, dans lequel le nombre d’organes de fixation est inférieur ou égal à six.
Le nombre d’organes de fixation et par conséquent le nombre de vis de fixation utilisé pour assurer la solidarisation de la virole acoustique dans le carter est nettement diminué par rapport à l’état de l’art antérieur de sorte que le poids du carter ainsi que le temps d’intervention lors d’opération de maintenance sont également diminués. De plus, un gain économique est également constaté. Ainsi, le degré d’hyper-statisme de l’assemblage de la virole et du carter est réduit.
La présente invention concerne encore une turbomachine pour aéronef, caractérisée en ce qu’elle comporte un carter présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées.
Comme indiqué précédemment, les opérations d’intervention sur la virole acoustique et le carter d’une telle turbomachine est grandement facilité. Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront 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 :
[Fig. 1] La figure 1 déjà discutée montre partiellement une vue en coupe d’une soufflante d’une turbomachine d’aéronef selon l’état de la technique ;
[Fig. 2] La figure 2 déjà discutée montre une vue en perspective d’un carter de soufflante selon l’état de la technique ;
[Fig. 3] La figure 3 déjà discutée montre une coupe partielle à caractère schématique d’un carter de soufflante selon l’état de la technique ;
[Fig. 4] La figure 4 est une vue en coupe transversale d’un carter selon l’invention.
[Fig. 5] La figure 5 est une vue en perspective d’un organe de fixation selon l’invention, en vue de dessus ;
[Fig. 6] La figure 6 est une vue en perspective d’un organe de fixation selon l’invention, en vue de dessous ;
[Fig. 7] La figure 7 est une vue de dessus d’un organe de fixation selon l’invention.
[Fig. 8] La figure 8 est une vue en coupe longitudinale d’un organe de fixation selon l’invention. [Fig. 9] La figure 9 est une vue partielle en coupe à caractère schématique montrant une virole acoustique liée à un carter par l’intermédiaire d’un organe de fixation selon l’invention.
Description détaillée de l'invention
En référence à la figure 4, le carter 10 présente une paroi annulaire 11 de forme générale sensiblement cylindrique d'axe de révolution A.
Dans le présent exposé et dans les revendications, les termes « interne » et « externe » et « radial » sont définis par rapport à l’axe A du carter 10. Les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence au sens d’écoulement des flux de gaz dans une turbomachine. Les termes « dessus » et « dessous » sont utilisés en référence aux éléments constitutifs d’un organe de fixation selon l’invention.
Le carter 10 comprend une bride annulaire de fixation 10’, 10” à chacune de ses extrémités axiales. Ces brides 10’, 10” sont utilisées pour fixer le carter 10 à des parois annulaires d’une nacelle de turbomachine qu’il équipe. Dans le cas d’un carter annulaire de soufflante, ces brides 10’, 10” sont utilisées pour fixer le carter 10 d’une part à une manche d’entrée d’air de la turbomachine, et, d’autre part, à une virole de carter intermédiaire de la turbomachine (non représentées).
La paroi annulaire 11 est réalisée dans un matériau composite. Par exemple, elle est réalisée à partir d’une préforme de fibres tissées, par exemple tridimensionnelles, tissées, et densifiée par une résine polymérique.
La paroi annulaire 11 du carter 10 comprend une surface annulaire radialement interne 11a destinée à recevoir une virole annulaire 12 d'isolation acoustique formé d'une seule pièce annulaire (appelé OPB, acronyme de One Piece Barre! en langue anglaise). La virole annulaire 12 est montée radialement à l'intérieur de la paroi annulaire 11 du carter 10 et sensiblement coaxiale par rapport à cette paroi annulaire 11 de sorte à former un espace annulaire E. En référence aux figures 5 à 9, la virole annulaire 12 d'isolation acoustique est fixée à l’intérieur du carter 10 au moyen d’organes 13 de fixations amovibles.
Ces organes 13 sont répartis autour de l’axe de révolution A dans l’espace annulaire E s’étendant entre la virole acoustique 12 et la paroi annulaire 11 du carter 10. Selon un exemple de réalisation nullement limitatif, le nombre d’organes 13 de fixation est inférieur ou égal à six. Le nombre d’organes 13 de fixation mis en œuvre pour assurer l’assemblage de la virole acoustique 12 à l’intérieur du carter 10 étant faible, cela permet de réduire le degré d’hyperstatisme de l’assemblage.
Chaque organe de fixation 13 comporte un corps monobloc présentant :
- une première portion 131 de liaison à la virole acoustique 12 s’étendant selon un premier plan P1 ,
- une seconde portion 132 de liaison au carter 10 s’étendant selon un second plan P2 sensiblement parallèle au premier plan P1 , et
- une portion intermédiaire 133 de liaison des première 131 et seconde 132 portions de liaison.
La portion intermédiaire 133 forme un angle a avec chacune desdites première 131 et seconde 132 portions.
Plus précisément, les organes de fixation 13 présentent trois portions sensiblement planes, à savoir la première portion 131 , la seconde portion 132 et la portion intermédiaire 133, cette dernière étant reliées aux première 131 et seconde 132 portion par deux jonctions courbes 133a, 133b.
L’angle a est avantageusement supérieur à 90° et préférentiellement compris entre 120° et 150°. Par exemple, l’angle a est égal à 135°.
Les organes de fixation 13 comportant un corps monobloc, le fait d’avoir une portion intermédiaire 133 plane formant un angle d’inclinaison supérieur à 90° avec chacune desdites première 131 et seconde 132 portions permet d’avoir des rayons R de courbure importants au niveau des jonctions courbes 133a, 133b et donc assure une facilité de fabrication desdits organes de fixation 13. Avantageusement, le rayon de courbure R des jonctions courbes 133a, 133b est supérieur ou égal à K.e, e étant l’épaisseur du corps d’un organe de fixation 13.
Avantageusement, K est supérieur ou égal à 7,5. Autrement dit, le ratio entre le rayon de courbure R des jonctions courbes 133a, 133b et l’épaisseur e du corps d’un organe de fixation 13 est supérieur ou égal à 7,5. Ainsi, le corps des organes 13 de fixation peut être facilement fabriqué par exemple par un procédé de pliage à froid connu à faible coût en soi à partir d’une simple plaque métallique de forme sensiblement rectangulaire.
Le corps des organes de fixation 13 a une épaisseur e comprise entre 0,8 mm et 3 mm. Selon un exemple de réalisation préféré, le corps des organes de fixation 13 présente une épaisseur de 2 mm et les rayons de courbure R des jonctions courbes 133a, 133b sont de 15 mm. Les organes de fixations 13 peuvent encore présenter une longueur L comprise entre 100 mm et 175 mm et une largeur I comprise entre 40 mm et 50 mm. Par exemple, les organes de fixations 13 présentent une longueur L de 150 mm et une largeur I de 42 mm. De même, à vide, les organes de fixations 13 peuvent présenter une hauteur h comprise entre 25 mm et 35 mm et, par exemple, une hauteur h de 30 mm.
Le corps des organes de fixation 13 est réalisé en tout matériau présentant la robustesse nécessaire. Il est par exemple réalisé en alliage de titane. Par exemple, l’utilisation d’un alliage de titane de type TA6V permet de réaliser les corps des organes de fixation 13 avec un taux de rebut presque nul par pliage à froid et d’excellentes propriétés mécaniques en statique et dynamique.
La première portion 131 de liaison à la virole acoustique 12 présente une première face 131 a destinée à être appliquée sur la virole acoustique 12 et, plus précisément, sur une surface annulaire radialement externe 12a de la virole acoustique 12, et une seconde face 131 b opposée à la première face 131 a.
La seconde portion 132 de liaison à la paroi annulaire 11 du carter 10 présente une première face 132a opposée à une seconde face 132b destinée à être appliquée sur la paroi annulaire 11 du carter 10 et, plus précisément, sur une surface annulaire radialement interne 11 a de la paroi annulaire 11 du carter 10. De préférence et avantageusement, au moins les arêtes 132c de la seconde face 132b de la seconde portion 132 sont chanfreinées. Cela permet de ne pas endommager la surface annulaire radialement interne 11 a de la paroi annulaire 11 du carter 10 lors de l’assemblage de la virole acoustique 12 comme cela sera décrit ci-après.
La première portion 131 des organes de fixation 13 comprend plusieurs perçages de passage de vis de fixation à la virole acoustique 12. Selon l’exemple illustré, la première portion 131 des organes de fixation 13 comprend quatre perçages 14 de passage de vis 15 de fixation à la virole acoustique 12. Ces perçages 14 sont avantageusement réalisés à une distance prédéterminée de la jonction courbe 133a reliant la première portion 131 à la portion intermédiaire 133 afin d’éviter de poinçonner, et donc de fragiliser, la jonction courbe 133a.
Les perçages 14 sont avantageusement chanfreinés du côté de la seconde face 131 b de la première portion 131 des organes de fixation 13 de sorte à recevoir les têtes des vis 15 de fixation à la virole acoustique 12, les corps de ces vis 15 traversant ainsi la première portion 131 des organes de fixation 13 et la virole acoustique 12 afin d’assurer leur liaison.
La seconde portion 132 des organes de fixation 13 comprend au moins un orifice 16 de passage de vis 17 de fixation à la paroi annulaire 11 du carter 10.
La seconde portion 132 des organes de fixation 13 comprend encore un écrou cage 18 serti sur la première face 132a, au niveau de l’orifice 16 de réception de la vis de fixation 17. Cet écrou cage 18 pouvant être du type flottant est donc positionné dans l’espace annulaire E aménagé entre le carter 10 et la virole acoustique 12.
Les têtes des vis de fixation 17 peuvent être logées, au moins en partie, dans une rainure annulaire 19 que présente le carter 10, les corps de ces vis 17 traversent la paroi annulaire 11 du carter 10 et la seconde portion 132 des organes de fixation 13 afin d’assurer leur liaison par vissage dans les écrous cage 18.
De la sorte, pour le carter 10 selon l’invention, une seule fixation au moyen du système vis-écrou 17-18 est suffisant (coté carter) pour assurer la fixation de la virole acoustique 12 de sorte qu’une seule rainure annulaire 19 est suffisante, contrairement aux solutions de l’art antérieur dans lesquelles au moins une seconde rainure annulaire est nécessaire pour assurer un blocage en rotation de leurs moyens de fixations.
Pour l’assemblage de la virole acoustique 12 à l’intérieur du carter 10, la virole acoustique 12 est équipée d’une pluralité d’organes de fixation 13, par exemple six organes de fixation 13, angulairement répartis et fixés sur la surface annulaire radialement externe 12a au moyens de vis 15 par l’intermédiaire des premières portions 131.
La diminution du nombre d’organes de fixation 13 par rapport à l’état de la technique et également du nombre de vis ou de systèmes vis-écrou étant grandement diminué par rapport à l’état de la technique permet de réduire les contraintes statiques ce qui est également avantageux notamment lorsque la virole acoustique 12 est non-axisymétrique car elle ne nécessite alors pas de lamages spécifiques à des positions précises pour avoir des surfaces de contact planes comme cela peut être le cas pour les solutions de l’art antérieur.
Comme cela est visible sur la figure 4, l’un des organes 13 de fixation est positionné angulairement à 6 heures, en référence à un cadran horaire, (c’est-à-dire en position basse) lorsque le carter 40 est monté sur une turbomachine d’aéronef et les autres organes sont espacés angulairement à 60°.
La virole acoustique 12 ainsi équipée des organes de fixation 13 est alors glissée à l’intérieur du carter 10, longitudinalement selon l’axe A, depuis une ouverture amont du carter 10 jusqu’à, par exemple, positionner les orifices 16 des secondes portions 132 en regard des rainures annulaires 19, les vis 17 sont vissés dans les écrous 18 depuis une surface radialement externe 11 b de la paroi annulaire 11 du carter 10.
La virole acoustique monobloc peut ainsi être montée ou démontée aisément par l’amont de la paroi 11 du carter 10, notamment lors d’une opération de maintenance sous l’aile de l’avion.
De plus, la forme générale en « S » des corps des organes 13 de fixation leur confère une souplesse permettant de jouer un rôle d’amortisseur afin d’absorber l'effet des contraintes mécaniques en fonctionnement de la turbomachine augmentant ainsi la durée de vie des organes 13 de fixation ainsi que celle de la virole acoustique 12 ou du carter 10.

Claims

REVENDICATIONS
1. Carter (10) de turbomachine d’aéronef, comportant :
- une paroi (11 ) sensiblement cylindrique, s'étendant suivant un axe longitudinal (A),
- une virole (12) annulaire d'isolation acoustique montée radialement à l'intérieur de ladite paroi (11 ) et sensiblement coaxiale à ladite paroi (11 ),
- et des organes (13) de fixation amovible de la virole (12) à l’intérieur dudit carter (10), ces organes (13) étant répartis autour dudit axe (A) et dans un espace annulaire (E) s’étendant entre la virole (12) et la paroi (11 ), caractérisé en ce que lesdits organes (13) comportent chacun un corps monobloc présentant :
- une première portion (131 ) de liaison à la virole (12) s’étendant selon un premier plan (P1 ) et appliquée sur ladite virole (12),
- une seconde portion (132) de liaison au carter (10) s’étendant selon un second plan (P2) sensiblement parallèle au premier plan (P1 ), et appliquée sur la paroi (11 ) dudit carter (10), et
- une portion intermédiaire (133) de liaison des première (131 ) et seconde (132) portions de liaison, cette portion intermédiaire (133) formant un angle (a) supérieur à 90° avec chacune desdites première (131 ) et seconde (132) portions.
2. Carter (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la portion intermédiaire (133) forme un angle (a) compris entre 120° et 150° avec chacune des première (131 ) et seconde (132) portions.
3. Carter (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la portion intermédiaire (133) est reliée aux première (131 ) et seconde (132) portions de liaison par des jonctions (133a, 133b) à rayon de courbure (R) supérieur ou égal à K.e, e étant l’épaisseur dudit corps.
4. Carter (10) selon la revendication précédente, dans lequel K est supérieur ou égal à 7,5.
5. Carter (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le corps a une épaisseur e comprise entre 0,8 mm et 3 mm.
6. Carter (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première portion (131 ) des organes (13) comprend plusieurs perçages (14) chanfreinés de passage de vis (15) de fixation à la virole (12) et la seconde portion (132) des organes (13)comprend au moins un orifice (16) de passage de vis (17) de fixation au carter (10).
7. Carter (10) selon la revendication précédente, dans lequel la seconde portion (132) comprend un écrou cage (18) serti sur une première face (132a) opposée à une seconde face (132b) destinée à être appliquée sur la paroi (11 ) du carter (10).
8. Carter (10) selon la revendication précédente, dans lequel au moins les arêtes (132c) de la seconde face (132b) de la seconde portion (132) sont chanfreinées.
9. Carter (10) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le nombre d’organes (13) de fixation est inférieur ou égal à six.
10. Turbomachine pour aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte un carter (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
PCT/FR2020/050112 2019-01-29 2020-01-24 Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef WO2020157418A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1900784A FR3092136B1 (fr) 2019-01-29 2019-01-29 Carter de soufflante pour une turbomachine d’aeronef
FR1900784 2019-01-29

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020157418A1 true WO2020157418A1 (fr) 2020-08-06

Family

ID=66690672

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2020/050112 WO2020157418A1 (fr) 2019-01-29 2020-01-24 Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3092136B1 (fr)
WO (1) WO2020157418A1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3092611B1 (fr) * 2019-02-07 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Soufflante de turbomachine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2997726A1 (fr) 2012-11-05 2014-05-09 Snecma Carter de turbomachine
FR2997725A1 (fr) 2012-11-05 2014-05-09 Snecma Carter de turbomachine
FR3005100A1 (fr) 2013-04-26 2014-10-31 Snecma Carter de turbomachine
WO2016146924A1 (fr) 2015-03-16 2016-09-22 Snecma Ensemble pour turbomachine d'aéronef comprenant un carter de soufflante équipé d'un revêtement acoustique intégrant un raidisseur de carter de soufflante

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2997726A1 (fr) 2012-11-05 2014-05-09 Snecma Carter de turbomachine
FR2997725A1 (fr) 2012-11-05 2014-05-09 Snecma Carter de turbomachine
FR3005100A1 (fr) 2013-04-26 2014-10-31 Snecma Carter de turbomachine
WO2016146924A1 (fr) 2015-03-16 2016-09-22 Snecma Ensemble pour turbomachine d'aéronef comprenant un carter de soufflante équipé d'un revêtement acoustique intégrant un raidisseur de carter de soufflante

Also Published As

Publication number Publication date
FR3092136B1 (fr) 2021-10-22
FR3092136A1 (fr) 2020-07-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1970537B1 (fr) Soufflante de turbomachine
FR2956876A1 (fr) Module structural et aerodynamique d'un carter de turbomachine et structure de carter comportant une pluralite d'un tel module
EP4069944B1 (fr) Raccordement electrique d'une machine electrique dans une turbomachine d'aeronef
WO2012175850A1 (fr) Panneaux acoustiques de carter de turbomachine munis de dispositifs d'accrochage ameliores
FR3033839A1 (fr) Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant un carter de soufflante equipe d'un revetement acoustique integrant un raidisseur de carter de soufflante
FR2956875A1 (fr) Aube allegee pour turbomachine, carter comportant une pluralite d'une telle aube et turbomachine comportant au moins un tel carter
FR2992353A1 (fr) Ensemble forme d'un cone d'echappement et d'un carter d'echappement dans un moteur a turbine a gaz
EP4025780B1 (fr) Cone d'ejection a fixation flexible aerodynamique
FR3108680A1 (fr) Fixation d’une virole acoustique a une enveloppe de carter pour une turbomachine d’aeronef
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
EP2821595A1 (fr) Secteur d'aubes statorique à fixation mixte pour turbomachine axiale
EP1956297B1 (fr) Chambre de combustion d'une turbomachine
WO2020157418A1 (fr) Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef
WO2011138571A1 (fr) Ensemble pour système propulsif d'aéronef
WO2021048473A1 (fr) Fixation d'une virole acoustique a une enveloppé de carter pour une turbomachine d'aéronef
EP0433168B1 (fr) Carter de turbomachine à retention axiale renforcée
EP4240954A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection dans une tuyère de turbomachine
WO2022096825A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection au carter d'échappement d'une turbomachine
WO2021219949A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3115833A1 (fr) Fixation d’un cône d’éjection dans une turbine de turbomachine
WO2021111059A1 (fr) Barre rigide pour le raccordement electrique d'une machine dans une turbomachine d'aeronef
FR3100834A1 (fr) Virole annulaire acoustique de turbomachine et procede de fabrication associe
EP3921526B1 (fr) Soufflante de turbomachine
EP3935273B1 (fr) Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor
WO2022096832A1 (fr) Fixation d'un cône d'éjection dans une turbine de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20705245

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20705245

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1