WO2023031556A1 - Dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, roue mobile pour turbomachine d'aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement - Google Patents

Dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, roue mobile pour turbomachine d'aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement Download PDF

Info

Publication number
WO2023031556A1
WO2023031556A1 PCT/FR2022/051638 FR2022051638W WO2023031556A1 WO 2023031556 A1 WO2023031556 A1 WO 2023031556A1 FR 2022051638 W FR2022051638 W FR 2022051638W WO 2023031556 A1 WO2023031556 A1 WO 2023031556A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
support elements
blades
aircraft
damping device
wheel
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/051638
Other languages
English (en)
Inventor
Jean-Hilaire LEXILUS
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
Priority to CN202280059464.2A priority Critical patent/CN117897550A/zh
Priority to EP22773756.6A priority patent/EP4396445A1/fr
Publication of WO2023031556A1 publication Critical patent/WO2023031556A1/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/54—Building or constructing in particular ways by sheet metal manufacturing
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity

Definitions

  • the invention relates to the field of turbine engines for aircraft propulsion systems.
  • the rotor of a conventional aeronautical turbomachine comprises moving wheels each formed by a disc and a plurality of vanes which follow one another circumferentially. Each blade comprises a root received in a respective cell formed at the periphery of the disc.
  • Such a damping member is generally housed in a cavity delimited circumferentially by the stilts of two adjacent blades, radially outwards by the platforms of these blades and radially inwards by a tooth of the disc.
  • such a damping member can be made to pivot around the radial axis so as to be pressed axially upstream on one of the stilts.
  • blade delimiting the cavity and axially downstream on the other blade stilt delimiting the cavity, which tends to damage the stilts.
  • the aim of the invention is to provide a damping device making it possible to reduce the wear of the surrounding parts.
  • the subject of the invention is a damping device for the moving wheel of an aircraft turbine engine, according to the characteristics of claim 1.
  • the elastic member allows the shock absorber to deform by allowing relative movements of the support elements and by dissipating part of the forces to which it is subjected.
  • the damping device of the invention thus makes it possible to reduce the tangential forces applied to the stilts, or more generally to the parts with which the support elements come into contact, and thus to reduce their wear, while ensuring good damping performance.
  • each envelope comprises a free edge, an inner surface delimiting the hollow space of this envelope and an outer surface, the inner surface and the outer surface of each envelope being delimited by the free edge of this envelope, the device being configured so that the free edges of the two envelopes face each other.
  • the free edges of the two envelopes define between them a gap making it possible to prevent them from coming into contact with each other, at least when the device is not subjected to external stress and preferably in all turbomachine operating phases.
  • Such an arrangement of the free edges makes it possible, on the one hand, to deform the device by compression of the elastic member under the action of a force exerted on the envelopes and, on the other hand, to prevent the free edges of the envelopes do not come into contact with the stilts delimiting the cavity receiving the device.
  • each of the envelopes is preferably smooth.
  • each of the casings is preferably devoid of edges or projecting parts.
  • each of the casings comprises a lateral part intended to be arranged facing said shank of a respective one of said blades. In one embodiment, the outer surface of each of the casings comprises a lower part intended to be placed opposite a tooth of a disk of said movable wheel.
  • each of the envelopes comprises a side part and a lower part
  • the lower part is preferably connected to the side part by a rounding.
  • each of the casings comprises an upper part intended to be arranged facing a platform of a respective one of said blades.
  • each of the envelopes comprises a side part and an upper part
  • the upper part is preferably connected to the side part by a rounding.
  • the elastic member comprises a first material and the support elements comprise a second material different from the first material.
  • the first material can be an elastomeric material preferably comprising polyurethane or fluoroethane.
  • the second material can be a metal alloy preferably comprising nickel.
  • Such a metal alloy makes it possible to obtain a high coefficient of friction with the mobile wheel, which increases the efficiency of the dissipation of vibratory energy during friction.
  • the invention also relates to a moving wheel for an aircraft turbomachine, extending around a longitudinal axis and comprising a disk and blades, the disk forming teeth defining circumferentially between them cells, the blades each comprising a platform, a stilt and a foot received in a respective one of the cells, the wheel forming a cavity delimited circumferentially by the stilts of two of said vanes which follow each other circumferentially, the cavity being delimited radially inwards by one of the teeth extending circumferentially between the feet of these two blades and radially outwards by the platforms of these two blades, the wheel comprising a damping device as described above housed in the cavity.
  • the invention also relates to a compressor for a turbomachine comprising such a moving wheel and a turbine for a turbomachine comprising such a moving wheel.
  • Another subject of the invention is a turbine engine for an aircraft, comprising such a compressor and/or such a turbine and/or such a moving wheel and/or a damping device as described above.
  • the subject of the invention is a method of manufacturing a damping device as described above.
  • this method comprises a step of stamping two metal sheets so as to form said envelopes.
  • the method comprises a step of assembling the elastic member and the two casings or support elements.
  • the assembly step comprises a cold bonding or hot bonding operation.
  • FIG. 1 is a schematic view in axial section of a twin-spool turbofan engine
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of an angular sector of a mobile wheel according to the invention
  • FIG. 3 is a schematic view in perspective and in cross-section of part of the wheel of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a schematic view of part of the wheel of FIG. 2, including a shock absorber according to the invention
  • FIG. 5 is a schematic exploded perspective view of the damper of FIG. 4;
  • FIG. 6 is a schematic perspective view of the damper of Figure 5;
  • FIG. 7 is a schematic view in perspective and in cross-section of the damper of FIG. 6;
  • FIG. 8 is a schematic view in perspective and in cross-section of part of the wheel of FIG. 2, including the shock absorber of FIG. 5;
  • FIG. 9 is a schematic perspective view of part of the wheel of Figure 2, including the shock absorber of Figure 5.
  • FIG. 1 Shown in FIG. 1 is a turbojet engine 1 with two spools and turbofans with a low bypass ratio, intended for the propulsion of an aircraft.
  • the turbojet engine 1 has a central longitudinal axis Al around which its various components extend.
  • upstream and downstream are defined with reference to a direction SI of the main flow of the gases in the turbojet engine 1 along the axis Al.
  • Figures 1 to 9 include a mark defining an axial or longitudinal direction DI corresponding to the direction of the axis Al, a radial direction D2 and a tangential or circumferential direction D3.
  • the turbojet engine 1 comprises, from upstream to downstream, a low pressure compressor 2, a high pressure compressor 3, a combustion chamber 4, a high pressure turbine 5 and a low pressure turbine 6 constituting a gas generator.
  • the low pressure compressor 2 and the low pressure turbine 6 form a low pressure body.
  • the high pressure compressor 3 and the high pressure turbine 5 form a high pressure body.
  • the compressors 2 and 3 as well as the turbines 5 and 6 each comprise a rotor and a stator forming one or more stages.
  • a compressor stage comprises, from upstream to downstream, a bladed impeller which draws in and accelerates a flow of air and a straightener designed to straighten the flow thus accelerated by increasing its pressure.
  • a turbine stage for its part comprises, from upstream to downstream, a distributor and a bladed mobile wheel, the distributor being configured to accelerate the flow of air in the direction of the wheel in order to drive it in rotation.
  • the low pressure compressor 2 comprises seven stages
  • the high pressure compressor 3 comprises four
  • the high pressure turbine 5 comprises one
  • the low pressure turbine 6 comprises two.
  • each of the modules of the gas generator can have a different number of stages without departing from the scope of the invention.
  • the impeller and the rectifier of the first stage of the low pressure compressor 2 are referred to by the references 8 and 9 respectively.
  • the moving wheel of the second stage of this compressor 2 is referred to by the reference 10 and that of the third stage is referred to by the reference 11.
  • the following description relates, by way of non-limiting example, to the mobile wheel 8 of the first stage of the low-pressure compressor 2 of FIG. 1.
  • the wheel described below can form another wheel of the compressor 2, for example the wheel 10 or 11, or of another module of the turbojet engine 1 of FIG. 1, for example of the high pressure compressor 3, or even a wheel of a turbine engine different from that of FIG. 1.
  • the following description applies by analogy to these different applications.
  • Figures 2 and 3 show an angular sector of the mobile wheel 8.
  • the wheel 8 comprises a disc 20 and blades 21 - two of which are visible in Figures 2 and 3 - carried by the disc 20 being arranged next to each other in the circumferential direction D3.
  • the disk 20 has on its periphery teeth 22 which circumferentially define blade housing cells between them.
  • each cell extends in a direction substantially parallel to axis Al, so as to form an opening passing through disk 20 from upstream to downstream.
  • Each blade 21 comprises, radially from the inside out, a foot 24, a stilt 25, a platform 26 and a blade T1 forming the aerodynamic part of the blade 21 (see FIG. 3).
  • the root 24 of each blade 21 has an outer shape called "fir tree” or “bulb", allowing its insertion into one of the cells of the disc which has a corresponding shape.
  • Each blade 21 is thus mounted on the disc 20 by inserting its root 24 into a respective one of the cells.
  • Each pair of vanes 21 which follow one another circumferentially delimit a similar cavity.
  • the following description relates to the cavity extending between the two blades 21 represented in FIGS. 2 and 3 and applies by analogy to each of the other cavities.
  • each tooth 22 of disc 20 forms a lug 32 projecting radially outwards at a downstream end of tooth 22 so as to form a downstream surface of disc 20.
  • Figure 4 shows a retaining ring 33 resting on the downstream surface formed by the teeth 22 of the disc 20 of the wheel 8.
  • the ring 33 is fixed to the disc by connecting means 34 forming in this example bolts which each pass through an orifice made in a respective one of the lugs 32.
  • the ring 33 has a radial dimension allowing it to axially close off the blade housing cells formed by the disc 20 of the wheel 8 axially, thus forming a downstream axial stop for the blades 21.
  • the ring 33 is formed by an upstream end of a ferrule secured to the disc of the wheel 10 of the second stage of the compressor 2 of figure 1.
  • annular stop member (not shown) is in this example mounted upstream of the disc 20 so as to form an upstream axial stop for the blades 21.
  • the invention relates more specifically to a damping device 40, also called a damper, provided to be housed in the aforementioned cavity so as to dampen the vibratory responses of the wheel 8 during the operation of the turbojet engine 1.
  • a damping device 40 also called a damper
  • FIGs 5 to 7 show a shock absorber 40 according to the invention, Figures 4, 8 and 9 illustrating its relative position in the cavity, relative to the other parts of wheel 8.
  • the reference frame D1-D2-D3 of FIGS. 5 to 7 indicates the relative position of the damper 40 when the latter is thus housed in the cavity.
  • the damper 40 comprises three parts 41, 42 and 43, parts 41 and 42 forming support elements, part 43 forming an elastic member.
  • the support elements 41 and 42 are each formed by a metal sheet based on nickel having a thickness less than or equal to 1 mm which is stamped so as to form a hollow space.
  • the support element 41 comprises an inner surface 50 and an outer surface 51 which between them define the thickness of the sheet metal forming this support element 41.
  • the support element 41 forms a free edge 52 which delimits the inner 50 and outer 51 surfaces and which defines a closed curve.
  • the inner 50 and outer 51 surfaces are non-developable surfaces.
  • the inner surface 50 of the support element 41 delimits said hollow space formed by this piece.
  • the support element 41 forms a lateral part 54, a lower part 55, an upper part 56, a downstream part 57 and an upstream part 58.
  • the lower 55, upper 56, downstream parts 57 and upstream 58 are each delimited by a respective part of the free edge 52.
  • the support element 41 is shaped so that the outer surface 51 is smooth.
  • the lower 55, upper 56, downstream 57 and upstream 58 parts are each connected on the one hand to each other and on the other hand to the lateral part 54 by smooth transitions forming roundings on the outer surface 51.
  • the lower 55 and upper 56 parts extend facing each other and substantially perpendicular to the side part.
  • the free edge 52 of the support element 41 extends in a plane which is in this case parallel to the directions DI and D2.
  • the support elements 41 and 42 are symmetrical with respect to each other so that what has just been described applies by analogy to the support element 42.
  • the elastic member 43 it is in this example made of a material, for example based on polyurethane or fluoroethane.
  • the elastic member 43 is arranged between the support elements 41 and 42 so that part of the elastic member 43 is housed in the hollow space formed by the element of support 41 and another part of the elastic member 43 is housed in the hollow space formed by the support element 42, so that the free 52 of the support element 41 is facing the free edge of the support element 42 by defining between them an interval XI (see Figure 7).
  • Each of the support elements 41 and 42 thus forms an envelope or half-shell, defining a hollow space in which is housed a respective part of the elastic member 43.
  • the elastic member 43 is fixed on the inner surface 50 of the lateral part 54 of each of the support elements 41 and 42, using a process of the cold bonding or hot bonding type.
  • the interval XI between the free edges 52 of the support elements 41 and 42 allows a relative movement of these parts towards each other under the action of external forces exerted on their lateral part 54 and of a compression corresponding to the elastic member 43.
  • the damper 40 is housed in the aforementioned cavity of the wheel 8 so that:
  • the lateral part 54 of the support element 41 is arranged opposite the shackle 25 of a first of the blades 21 delimiting this cavity and that the lateral part of the support element 42 extends opposite Lechasse 25 of a second of the blades 21 delimiting this cavity,
  • each of the support elements 41 and 42 is arranged opposite the tooth 22 delimiting this cavity (see also Figures 4 and 9),
  • the upper part 56 of the support element 41 is arranged opposite the platform 26 of said first blade 21 and the upper part of the support element 42 is arranged opposite of the platform 26 of said second blade 21.
  • the damper 40 of the invention thus makes it possible to reduce the wear of the stilts 25 with which it comes into contact during the operation of the turbojet engine 1.
  • damper 40 can be arranged in each of the cavities formed by the different pairs of adjacent blades 21 of the wheel 8 or of another moving wheel.
  • support elements 41 and 42 and the elastic member 43 may have a different geometry from that described above, in particular depending on the geometry of the cavity in which the damper 40 is intended to be housed.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Fluid-Damping Devices (AREA)

Abstract

L'invention se rapporte à un dispositif d'amortissement (40) pour roue mobile (8) de turbomachine (1) d'aéronef, comprenant deux éléments d'appui (41, 42) et un organe élastique (43) disposé entre les deux éléments d'appui (41, 42) de manière à autoriser un déplacement relatif des éléments d'appui (41, 42) l'un vers l'autre sous l'action d'efforts extérieurs exercés sur ces éléments d'appui (41, 42) et d'une compression de l'organe élastique (43). Le dispositif (40) est destiné à être disposé entre deux aubes (21) de ladite roue mobile (8) qui se succèdent circonférentiellement de sorte que l'un des éléments d'appui (41) soit en vis-à-vis d'une échasse (25) de l'une de ces aubes (21) et que l'autre élément d'appui (42) soit en vis-à-vis d'une échasse (25) de l'autre desdites aubes (21). Chacun des éléments d'appui (41, 42) forme une enveloppe définissant un espace creux dans lequel est logée une partie respective de l'organe élastique (43). L'invention se rapporte également à ladite roue mobile (8) pour turbomachine (1) d'aéronef, à ladite turbomachine (1) d'aéronef, ainsi qu'à un procédé de fabrication dudit dispositif d'amortissement (40).

Description

Description
DISPOSITIF D'AMORTISSEMENT POUR ROUE MOBILE DE TURBOMACHINE D'AÉRONEF, ROUE MOBILE POUR TURBOMACHINE D'AÉRONEF, TURBOMACHINE POUR AÉRONEF ET PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UN DISPOSITIF D'AMORTISSEMENT
Domaine technique
L'invention se rapporte au domaine des turbomachines pour ensemble propulsif d'aéronef.
État de la technique antérieure
Le rotor d'une turbomachine aéronautique conventionnelle comprend des roues mobiles formées chacune par un disque et une pluralité d'aubes qui se succèdent circonférentiellement. Chaque aube comprend un pied reçu dans une alvéole respective formée à la périphérie du disque.
Afin d'amortir les réponses vibratoires d'une telle roue lors du fonctionnement de la turbomachine, il est connu de disposer des organes en tôle entre le disque et les aubes de manière à dissiper l'énergie vibratoire par frottement sec entre ces organes et la roue mobile.
Un tel organe d'amortissement est généralement logé dans une cavité délimitée circonférentiellement par les échasses de deux aubes adjacentes, radialement vers l'extérieur par les plateformes de ces aubes et radialement vers l'intérieur par une dent du disque.
Sous l'action de la rotation de la roue mobile autour de l'axe radial, un tel organe d'amortissement peut être amené à pivoter autour de l'axe radial de telle façon à être plaqué axialement en amont sur l'une des échasses d'aube délimitant la cavité et axialement en aval sur l'autre échasse d'aube délimitant la cavité, ce qui tend à endommager les échasses.
Exposé de l'invention
L'invention vise à procurer un dispositif d'amortissement permettant de réduire l'usure des pièces environnantes. A cet effet, l'invention a pour objet un dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, selon les caractéristiques de la revendication 1.
L'organe élastique permet à l'amortisseur de se déformer en autorisant des déplacements relatifs des éléments d'appui et en dissipant une partie des efforts auxquels il est soumis.
Le dispositif d'amortissement de l'invention permet ainsi de réduire les efforts tangentiels appliqués sur les échasses, ou plus généralement sur les pièces avec lesquelles les éléments d'appui entrent en contact, et de réduire ainsi leur usure, tout en assurant de bonnes performances d'amortissement.
De préférence, chaque enveloppe comprend un bord libre, une surface intérieure délimitant l'espace creux de cette enveloppe et une surface extérieure, la surface intérieure et la surface extérieure de chaque enveloppe étant délimitées par le bord libre de cette enveloppe, le dispositif étant configuré de sorte que les bords libres des deux enveloppes soient en regard l'un de l'autre.
Les bords libres des deux enveloppes définissent entre eux un intervalle permettant d'éviter que ceux-ci entrent en contact l'un avec l'autre, au moins lorsque le dispositif n'est pas soumis à une contrainte extérieur et de préférence dans toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine.
Une telle disposition des bords libres permet d'une part de déformer le dispositif par compression de l'organe élastique sous l'action d'une force exercée sur les enveloppes et, d'autre part, d'éviter que les bords libres des enveloppes n'entrent en contact avec les échasses délimitant la cavité recevant le dispositif.
La surface extérieure de chacune des enveloppes est de préférence lisse.
Autrement dit, la surface extérieure de chacune des enveloppes est de préférence dépourvue d'arêtes ou de parties saillantes.
Dans un mode de réalisation, la surface extérieure de chacune des enveloppes comprend une partie latérale destinée à être disposée en vis-à-vis de ladite échasse de l'une respective desdites aubes. Dans un mode de réalisation, la surface extérieure de chacune des enveloppes comprend une partie inférieure destinée à être disposée en vis-à-vis d'une dent d'un disque de ladite roue mobile.
Dans un mode de réalisation dans lequel la surface extérieure de chacune des enveloppes comprend une partie latérale et une partie inférieure, la partie inférieure est de préférence reliée à la partie latérale par un arrondi.
Dans un mode de réalisation, la surface extérieure de chacune des enveloppes comprend une partie supérieure destinée à être disposée en vis-à-vis d'une plateforme de l'une respective desdites aubes.
Dans un mode de réalisation dans lequel la surface extérieure de chacune des enveloppes comprend une partie latérale et une partie supérieure, la partie supérieure est de préférence reliée à la partie latérale par un arrondi.
Dans un mode de réalisation, l'organe élastique comprend un premier matériau et les éléments d'appui comprennent un deuxième matériau différent du premier matériau.
Le premier matériau peut être un matériau élastomère comprenant de préférence du polyuréthane ou du fluoroéthane.
Le deuxième matériau peut être un alliage métallique comprenant de préférence du nickel.
Un tel alliage métallique permet d'obtenir un coefficient de frottement élevé avec la roue mobile, ce qui augmente l'efficacité de la dissipation d'énergie vibratoire lors des frottements.
L'invention a aussi pour objet une roue mobile pour turbomachine d'aéronef, s'étendant autour d'un axe longitudinal et comprenant un disque et des aubes, le disque formant des dents définissant circonférentiellement entre elles des alvéoles, les aubes comprenant chacune une plateforme, une échasse et un pied reçu dans l'une respective des alvéoles, la roue formant une cavité délimitée circonférentiellement par les échasses de deux desdites aubes qui se succèdent circonférentiellement, la cavité étant délimitée radialement vers l'intérieur par l'une des dents s'étendant circonférentiellement entre les pieds de ces deux aubes et radialement vers l'extérieur par les plateformes de ces deux aubes, la roue comprenant un dispositif d'amortissement tel que décrit ci-dessus logé dans la cavité.
L'invention a aussi pour objets un compresseur pour turbomachine comprenant une telle roue mobile et une turbine pour turbomachine comprenant une telle roue mobile.
L'invention a aussi pour objet une turbomachine pour aéronef, comprenant un tel compresseur et/ou une telle turbine et/ou telle une roue mobile et/ou un dispositif d'amortissement tel que décrit ci-dessus.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement tel que décrit ci-dessus.
Dans un mode de réalisation, ce procédé comprend une étape d'emboutissage de deux tôles de manière à former lesdites enveloppes.
Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape d'assemblage de l'organe élastique et des deux enveloppes ou éléments d'appui.
De préférence, l'étape d'assemblage comprend une opération de collage à froid ou d'adhérisation à chaud.
De telles méthodes d'assemblage sont simples et peu coûteuses.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.
Brève description des dessins
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique en coupe axiale d'un turboréacteur à double corps et à double flux ;
[Fig. 2] est une vue schématique en perspective d'un secteur angulaire d'une roue mobile conforme à l'invention ; [Fig. 3] est une vue schématique en perspective et en coupe transversale d'une partie de la roue de la figure 2 ;
[Fig. 4] est une vue schématique d'une partie de la roue de la figure 2, incluant un amortisseur conforme à l'invention ;
[Fig. 5] est une vue schématique en perspective et en éclaté de l'amortisseur de la figure 4 ;
[Fig. 6] est une vue schématique en perspective de l'amortisseur de la figure 5 ;
[Fig. 7] est une vue schématique en perspective et en coupe transversale de l'amortisseur de la figure 6 ;
[Fig. 8] est une vue schématique en perspective et en coupe transversale d'une partie de la roue de la figure 2, incluant l'amortisseur de la figure 5 ;
[Fig. 9] est une vue schématique en perspective d'une partie de la roue de la figure 2, incluant l'amortisseur de la figure 5.
Description détaillée de modes de réalisation
Il est représenté sur la figure 1 un turboréacteur 1 à double corps et double flux à faible taux de dilution, destiné à la propulsion d'un aéronef.
Le turboréacteur 1 présente un axe central longitudinal Al autour duquel s'étendent ses différents composants.
Dans la présente description, les termes « amont » et « aval » sont définis par référence à un sens SI d'écoulement principal des gaz dans le turboréacteur 1 selon l'axe Al.
Les figures 1 à 9 comprennent un repère définissant une direction axiale ou longitudinale DI correspondant à la direction de l'axe Al, une direction radiale D2 et une direction tangentielle ou circonférentielle D3.
Le turboréacteur 1 comprend, de l'amont vers l'aval, un compresseur basse pression 2, un compresseur haute pression 3, une chambre de combustion 4, une turbine haute pression 5 et une turbine basse pression 6 constituant un générateur de gaz. Le compresseur basse pression 2 et la turbine basse pression 6 forment un corps basse pression. Le compresseur haute pression 3 et la turbine haute pression 5 forment un corps haute pression.
De manière connue en soi, les compresseurs 2 et 3 ainsi que les turbines 5 et 6 comprennent chacun un rotor et un stator formant un ou plusieurs étages. De manière générale, un étage de compresseur comprend de l'amont vers l'aval une roue mobile aubagée qui aspire et accélère un flux d'air et un redresseur prévu pour redresser le flux ainsi accéléré en augmentant sa pression. Un étage de turbine comprend quant à lui, de l'amont vers l'aval, un distributeur et une roue mobile aubagée, le distributeur étant configuré pour accélérer le flux d'air en direction de la roue afin de l'entraîner en rotation.
Dans l'exemple de la figure 1, le compresseur basse pression 2 comprend sept étages, le compresseur haute pression 3 en comprend quatre, la turbine haute pression 5 en comprend un et la turbine basse pression 6 en comprend deux. Bien entendu, chacun des modules du générateur de gaz peut présenter un nombre différent d'étages sans sortir du cadre de l'invention.
Sur la figure 1, la roue mobile et le redresseur du premier étage du compresseur basse pression 2 sont visés par les références 8 et 9 respectivement. La roue mobile du deuxième étage de ce compresseur 2 est visée par la référence 10 et celle du troisième étage est visée par la référence 11.
La description qui suit se rapporte à titre d'exemple non limitatif à la roue mobile 8 du premier étage du compresseur basse pression 2 de la figure 1.
Bien entendu, la roue décrite ci-après peut former une autre roue du compresseur 2, par exemple la roue 10 ou 11, ou d'un autre module du turboréacteur 1 de la figure 1, par exemple du compresseur haute pression 3, ou encore une roue d'une turbomachine différente de celle de la figure 1. La description qui suit s'applique par analogie à ces différentes applications.
Les figures 2 et 3 montrent un secteur angulaire de la roue mobile 8. De manière connue en soi, la roue 8 comprend un disque 20 et des aubes 21 - dont deux sont visibles sur les figures 2 et 3 - portées par le disque 20 en étant disposées les unes à côté des autres selon la direction circonférentielle D3.
A cet effet, le disque 20 présente sur sa périphérie des dents 22 qui définissent circonférentiellement entre elles des alvéoles de logement d'aube. Dans cet exemple, chaque alvéole s'étend selon une direction sensiblement parallèle à l'axe Al, de manière à former une ouverture traversant le disque 20 d'amont en aval.
Chaque aube 21 comprend, radialement de l'intérieur vers l'extérieur, un pied 24, une échasse 25, une plateforme 26 et une pale Tl formant la partie aérodynamique de l'aube 21 (voir figure 3). Dans cet exemple, le pied 24 de chaque aube 21 présente une forme extérieure dite « en sapin » ou « en bulbe », permettant son insertion dans l'une des alvéoles du disque qui présente une forme correspondante.
Chaque aube 21 est ainsi montée sur le disque 20 par insertion de son pied 24 dans l'une respective des alvéoles.
En référence aux deux aubes 21 visibles sur les figures 2 et 3, lesquelles se succèdent circonférentiellement, celles-ci délimitent avec le disque 20 une cavité. Cette cavité est délimitée circonférentiellement par les échasses 25 de ces deux aubes 21, radialement vers l'intérieur par la dent 22 s'étendant circonférentiellement entre les pieds 24 de ces deux aubes 21 et radialement vers l'extérieur par les plateformes 26 de ces deux aubes 21.
Chaque couple d'aubes 21 qui se succèdent circonférentiellement délimitent une cavité similaire. La description qui suit se rapporte à la cavité s'étendant entre les deux aubes 21 représentées sur les figures 2 et 3 et s'applique par analogie à chacune des autres cavités.
En référence aux figures 3 et 4, chaque dent 22 du disque 20 forme une oreille 32 s'étendant en saillie radialement vers l'extérieur au niveau d'une extrémité aval de la dent 22 de manière à former une surface aval du disque 20.
La figure 4 montre un anneau de retenue 33 en appui sur la surface aval formée par les dents 22 du disque 20 de la roue 8. L'anneau 33 est fixé au disque par des moyens de liaison 34 formant dans cet exemple des boulons qui traversent chacun un orifice réalisé dans l'une respective des oreilles 32.
L'anneau 33 présente une dimension radiale lui permettant d'obturer axialement à l'aval les alvéoles de logement d'aube formées par le disque 20 de la roue 8, formant ainsi une butée axiale aval pour les aubes 21.
Dans cet exemple, l'anneau 33 est formé par une extrémité amont d'une virole solidaire du disque de la roue 10 du deuxième étage du compresseur 2 de la figure 1.
Un autre organe d'arrêt annulaire (non représenté) est dans cet exemple monté en amont du disque 20 de manière à former une butée axiale amont pour les aubes 21.
L'invention se rapporte plus spécifiquement à un dispositif d'amortissement 40, aussi appelé amortisseur, prévu pour être logé dans la cavité précitée de manière à amortir les réponses vibratoires de la roue 8 lors du fonctionnement du turboréacteur 1.
Les figures 5 à 7 montrent un amortisseur 40 conforme à l'invention, les figures 4, 8 et 9 illustrant sa position relative dans la cavité, relativement aux autres pièces de la roue 8.
Le référentiel D1-D2-D3 des figures 5 à 7 indique la position relative de l'amortisseur 40 lorsque celui-ci est ainsi logé dans la cavité.
En référence à la figure 5, l'amortisseur 40 comprend trois pièces 41, 42 et 43, les pièces 41 et 42 formant des éléments d'appui, la pièce 43 formant un organe élastique.
Dans cet exemple, les éléments d'appui 41 et 42 sont chacun formés par une tôle métallique à base de nickel ayant une épaisseur inférieure ou égale à 1 mm qui est emboutie de manière à former un espace creux.
L'élément d'appui 41 comprend une surface intérieure 50 et une surface extérieure 51 qui définissent entre elles l'épaisseur de la tôle formant cet élément d'appui 41.
L'élément d'appui 41 forme un bord libre 52 qui délimite les surfaces intérieure 50 et extérieure 51 et qui définit une courbe fermée.
D'un point de vue géométrique, les surfaces intérieure 50 et extérieure 51 sont des surfaces non développables. La surface intérieure 50 de l'élément d'appui 41 délimite ledit espace creux formé par cette pièce.
En référence aux figures 5 à 7, l'élément d'appui 41 forme une partie latérale 54, une partie inférieure 55, une partie supérieure 56, une partie aval 57 et une partie amont 58. Les parties inférieure 55, supérieure 56, aval 57 et amont 58 sont chacune délimitées par une partie respective du bord libre 52.
L'élément d'appui 41 est conformé de sorte que la surface extérieure 51 soit lisse.
En particulier, les parties inférieure 55, supérieure 56, aval 57 et amont 58 sont chacune reliées d'une part entre elles et d'autre part à la partie latérale 54 par des transitions douces formant des arrondis sur la surface extérieure 51.
Dans cet exemple, les parties inférieure 55 et supérieure 56 s'étendent en regard l'une de l'autre et sensiblement perpendiculairement par rapport à la partie latérale.
Le bord libre 52 de l'élément d'appui 41 s'étend dans un plan qui est en l'occurrence parallèle aux directions DI et D2.
Les éléments d'appui 41 et 42 sont symétriques l'un par rapport à l'autre de sorte que ce qui vient d'être décrit s'applique par analogie à l'élément d'appui 42.
Concernant l'organe élastique 43, celui-ci est dans cet exemple réalisé dans un matériau, par exemple à base de polyuréthane ou de fluoroéthane.
Comme il ressort des figures 5 à 7, l'organe élastique 43 est disposé entre les éléments d'appui 41 et 42 de sorte qu'une partie de l'organe élastique 43 soit logée dans l'espace creux formé par l'élément d'appui 41 et qu'une autre partie de l'organe élastique 43 soit logée dans l'espace creux formé par l'élément d'appui 42, de sorte que le libre 52 de l'élément d'appui 41 soit en regard du bord libre de l'élément d'appui 42 en définissant entre eux un intervalle XI (voir figure 7).
Chacun des éléments d'appui 41 et 42 forme ainsi une enveloppe ou demi-coque, définissant un espace creux dans lequel est logé une partie respective de l'organe élastique 43. Dans cet exemple, l'organe élastique 43 est fixé sur la surface intérieure 50 de la partie latérale 54 de chacun des éléments d'appui 41 et 42, à l'aide d'un procédé du type collage à froid ou adhérisation à chaud.
L'intervalle XI entre les bords libres 52 des éléments d'appui 41 et 42 autorise un déplacement relatif de ces pièces l'une vers l'autre sous l'action d'efforts extérieurs exercés sur leur partie latérale 54 et d'une compression correspondante de l'organe élastique 43.
En référence à la figure 8, l'amortisseur 40 est logée dans la cavité précité de la roue 8 de sorte que :
- la partie latérale 54 de l'élément d'appui 41 soit disposée en vis-à-vis de Léchasse 25 d'une première des aubes 21 délimitant cette cavité et que la partie latérale de l'élément d'appui 42 s'étende en vis-à- vis de Léchasse 25 d'une deuxième des aubes 21 délimitant cette cavité,
- la partie inférieure 55 de chacun des éléments d'appui 41 et 42 soit disposée en vis-à-vis de la dent 22 délimitant cette cavité (voir aussi figures 4 et 9),
- la partie supérieure 56 de l'élément d'appui 41 soit disposée en vis-à-vis de la plateforme 26 de ladite première aube 21 et la partie supérieure de l'élément d'appui 42 soit disposée en vis-à-vis de la plateforme 26 de ladite deuxième aube 21.
L'amortisseur 40 de l'invention permet ainsi de réduire l'usure des échasses 25 avec lesquelles il entre en contact lors du fonctionnement du turboréacteur 1.
Bien entendu, un tel amortisseur 40 peut être disposé dans chacune des cavités formées par les différents couples d'aubes 21 adjacentes de la roue 8 ou d'une autre roue mobile.
De plus, les éléments d'appui 41 et 42 et l'organe élastique 43 peuvent présenter une géométrie différente de celle décrite ci-dessus, notamment en fonction de la géométrie de la cavité dans laquelle l'amortisseur 40 est destiné à être logé.

Claims

Revendications
1. Dispositif d'amortissement (40) pour roue mobile (8) de turbomachine (1) d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend deux éléments d'appui (41, 42) et un organe élastique (43) disposé entre les deux éléments d'appui (41, 42) de manière à autoriser un déplacement relatif des éléments d'appui (41, 42) l'un vers l'autre sous l'action d'efforts extérieurs exercés sur ces éléments d'appui (41, 42) et d'une compression de l'organe élastique (43), ce dispositif (40) étant destiné à être disposé entre deux aubes (21) de ladite roue mobile (8) qui se succèdent circonférentiellement de sorte que l'un des éléments d'appui (41) soit en vis-à-vis d'une échasse (25) de l'une de ces aubes (21) et que l'autre élément d'appui (42) soit en vis-à-vis d'une échasse (25) de l'autre desdites aubes (21), et en ce que chacun des éléments d'appui (41, 42) forme une enveloppe définissant un espace creux dans lequel est logée une partie respective de l'organe élastique (43).
2. Dispositif (40) selon la revendication 1, dans lequel chaque enveloppe (41, 42) comprend un bord libre (52), une surface intérieure (50) délimitant l'espace creux de cette enveloppe (41, 42) et une surface extérieure (51), la surface intérieure (50) et la surface extérieure (51) de chaque enveloppe (41, 42) étant délimitées par le bord libre (52) de cette enveloppe, le dispositif (40) étant configuré de sorte que les bords libres (52) des deux enveloppes (41, 42) soient en regard l'un de l'autre.
3. Dispositif (40) selon la revendication 2, dans lequel la surface extérieure (51) de chacune des enveloppes (41, 42) est lisse.
4. Dispositif (40) selon la revendication 2 ou 3, dans lequel la surface extérieure (51) de chacune des enveloppes (41, 42) comprend une partie latérale (54) destinée à être disposée en vis-à-vis de ladite échasse (25) de l'une respective desdites aubes (21), une partie inférieure (55) destinée à être disposée en vis-à-vis d'une dent (22) d'un disque (20) de ladite roue mobile (8) et une partie supérieure (56) destinée à être disposée en vis-à-vis d'une plateforme (26) de l'une respective desdites aubes (21), les parties inférieure (55) et supérieure (56) étant chacune reliées à la partie latérale (54) par un arrondi.
5. Dispositif (40) selon l'une quelconque des revendications ! à 4, dans lequel l'organe élastique (43) comprend un premier matériau, tel qu'un matériau élastomère comprenant de préférence du polyuréthane ou du fluoroéthane, et les éléments d'appui (41, 42) comprennent un deuxième matériau, tel qu'un alliage métallique comprenant de préférence du nickel.
6. Roue mobile (8) pour turbomachine (1) d'aéronef, s'étendant autour d'un axe longitudinal (Al) et comprenant un disque (20) et des aubes (21), le disque (20) formant des dents (22) définissant circonférentiellement entre elles des alvéoles, les aubes (21) comprenant chacune une plateforme (26), une échasse (25) et un pied (24) reçu dans l'une respective des alvéoles, la roue (8) formant une cavité délimitée circonférentiellement par les échasses (25) de deux desdites aubes (21) qui se succèdent circonférentiellement, la cavité étant délimitée radialement vers l'intérieur par l'une des dents (22) s'étendant circonférentiellement entre les pieds (24) de ces deux aubes (21) et radialement vers l'extérieur par les plateformes (26) de ces deux aubes (21), caractérisée en ce qu'elle comprend un dispositif d'amortissement (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 logé dans la cavité.
7. Turbomachine (1) pour aéronef, comprenant une roue mobile (8) selon la revendication 6.
8. Procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement (40) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, ce procédé comprenant une étape d'emboutissage de deux tôles de manière à former les enveloppes (41, 42) et une étape d'assemblage de l'organe élastique (43) et des deux enveloppes.
9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel l'étape d'assemblage comprend une opération de collage à froid ou d'adhérisation à chaud.
PCT/FR2022/051638 2021-09-01 2022-08-31 Dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, roue mobile pour turbomachine d'aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement WO2023031556A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202280059464.2A CN117897550A (zh) 2021-09-01 2022-08-31 飞行器涡轮发动机的转子轮的阻尼装置、飞行器涡轮发动机的转子轮、飞行器涡轮发动机以及用于制造阻尼装置的方法
EP22773756.6A EP4396445A1 (fr) 2021-09-01 2022-08-31 Dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, roue mobile pour turbomachine d'aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2109134 2021-09-01
FR2109134A FR3126446B1 (fr) 2021-09-01 2021-09-01 Amortisseur déformable pour roue mobile de turbomachine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023031556A1 true WO2023031556A1 (fr) 2023-03-09

Family

ID=78536354

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2022/051638 WO2023031556A1 (fr) 2021-09-01 2022-08-31 Dispositif d'amortissement pour roue mobile de turbomachine d'aéronef, roue mobile pour turbomachine d'aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d'un dispositif d'amortissement

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4396445A1 (fr)
CN (1) CN117897550A (fr)
FR (1) FR3126446B1 (fr)
WO (1) WO2023031556A1 (fr)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1579923A (fr) * 1968-08-09 1969-08-29
FR2669686A1 (fr) * 1990-11-28 1992-05-29 Snecma Rotor de soufflante avec aubes sans plates-formes et sabots reconstituant le profil de veine.
FR2934873A1 (fr) * 2008-08-06 2010-02-12 Snecma Dispositif amortisseur de vibrations pour attaches d'aubes.
FR2949142A1 (fr) * 2009-08-11 2011-02-18 Snecma Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
JP2014167263A (ja) * 2013-02-28 2014-09-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械用減衰部材
JP2015135076A (ja) * 2014-01-17 2015-07-27 三菱重工業株式会社 動翼体のシール構造、動翼体及び回転機械
CN204941612U (zh) * 2015-09-16 2016-01-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可压缩阻尼块

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1579923A (fr) * 1968-08-09 1969-08-29
FR2669686A1 (fr) * 1990-11-28 1992-05-29 Snecma Rotor de soufflante avec aubes sans plates-formes et sabots reconstituant le profil de veine.
FR2934873A1 (fr) * 2008-08-06 2010-02-12 Snecma Dispositif amortisseur de vibrations pour attaches d'aubes.
FR2949142A1 (fr) * 2009-08-11 2011-02-18 Snecma Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
JP2014167263A (ja) * 2013-02-28 2014-09-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械用減衰部材
JP2015135076A (ja) * 2014-01-17 2015-07-27 三菱重工業株式会社 動翼体のシール構造、動翼体及び回転機械
CN204941612U (zh) * 2015-09-16 2016-01-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可压缩阻尼块

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
ANONYMOUS: "Zoom sur le procédé de l'adhérisation et ses avantages", 30 September 2020 (2020-09-30), XP055878974, Retrieved from the Internet <URL:https://web.archive.org/web/20200930102510/https://www.machines-outil.fr/focus-sur-adherisation/> [retrieved on 20220113] *

Also Published As

Publication number Publication date
EP4396445A1 (fr) 2024-07-10
FR3126446A1 (fr) 2023-03-03
CN117897550A (zh) 2024-04-16
FR3126446B1 (fr) 2024-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2442952C (fr) Tambour formant en particulier un rotor de turbo machine, compresseur et turbo moteur comprenant un tel tambour
CA2647057C (fr) Distributeur sectorise pour une turbomachine
EP0396726B1 (fr) Segment d&#39;arret et d&#39;etancheite d&#39;un ensemble d&#39;aubes monte sur un disque de rotor de turbomachine
FR2883920A1 (fr) Distributeur de turbine avec angle adouci de la cavite de purge
FR2955608A1 (fr) Amortisseur de vibrations a lamelle et chemises entre talons d&#39;aubes adjacentes en materiau composite d&#39;une roue mobile de turbomachine.
WO2013107967A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur a amortissement de vibrations par coin pour compresseur de turbomachine
WO2012093217A1 (fr) Procede d&#39;amortissement de pale de turbine a gaz et amortisseur de vibration de mise en œuvre
EP3201438B1 (fr) Aube mobile de turbomachine, comprenant un ergot engageant une entaille de blocage d&#39;un disque de rotor
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
FR3078100A1 (fr) Couronne aubagee pour stator de turbomachine dont les aubes sont reliees a la virole externe par appui conique et pion frangible
WO2023031556A1 (fr) Dispositif d&#39;amortissement pour roue mobile de turbomachine d&#39;aéronef, roue mobile pour turbomachine d&#39;aéronef, turbomachine pour aéronef et procédé de fabrication d&#39;un dispositif d&#39;amortissement
EP4088008B1 (fr) Aube pour une roue aubagée mobile de turbomachine d&#39;aéronef, roue aubagée mobile, turbine et turbomachine associées
WO2021074508A1 (fr) Virole amelioree de roue mobile de turbine contrarotative
FR3109795A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3105293A1 (fr) Aube de rotor pour une turbomachine d’aeronef
FR3092864A1 (fr) Aube mobile pour une roue d’une turbomachine
FR3126447A1 (fr) Roue mobile de turbomachine comprenant une pièce de butée axiale pour amortisseur
WO2024156955A1 (fr) Rotor de turbomachine, turbine de turbomachine et turbomachine pour aéronef
FR2948737A1 (fr) Secteur de virole exterieure pour couronne aubagee de stator de turbomachine d&#39;aeronef, comprenant des cales amortisseuses de vibrations
BE1030191A1 (fr) Ensemble pour turbomachine d’aéronef, et turbomachine et aéronef associés
FR3130906A1 (fr) Rotor de turbomachine
WO2023247855A1 (fr) Ensemble de turbomachine comportant des plateformes ayant des bords pourvus de protubérances et d&#39;échancrures complémentaires et turbomachine
WO2023247903A1 (fr) Ensemble aubagé pour turbomachine, turbine pour turbomachine et turbomachine
FR3092863A1 (fr) Roue de turbine pour turbomachine d’aéronef comprenant des organes d’étanchéité de cavités inter-aubes
EP4288668A1 (fr) Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d&#39;aeronef

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: 22773756

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 202280059464.2

Country of ref document: CN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2022773756

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2022773756

Country of ref document: EP

Effective date: 20240402