FR2707249A1 - Integration of a bypass engine with a large-diameter nacelle - Google Patents
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Abstract
Description
Integration d'un moteur à double flux et à nacelle de grand diamètre
La présente invention conceme l'accrochage d'un turboréacteur à double flux et à nacelle de grand diamètre sous une aile d'avion.Integration of a double-flow motor with a large diameter nacelle
The present invention relates to the attachment of a turbofan engine with a large diameter nacelle under an aircraft wing.
Elle concerne plus particulièrement un turboréacteur à double flux destiné à être suspendu sous une aile d'avion à l'aide d'un pylône de suspension, ce turboréacteur comportant un générateur de puissance qui entraîne au moins une soufflante à aubes mobiles et qui supporte une grille d'aubes fixes redresseurs disposée en aval de la soufflante, et une nacelle de forme générale annulaire dont la paroi intérieure délimite le canal de la veine de flux froid et dont la paroi extérieure forme l'enveloppe de ladite nacelle, ladite nacelle présentant, en amont, une manche d'entrée d'air et, en aval, une tuyère d'éjection de flux froid, un carter de rétention entourant les aubes mobiles de la soufflante étant prévu entre la manche d'entrée et la tuyère d'éjection. It relates more particularly to a turbofan engine intended to be suspended under an airplane wing using a suspension pylon, this turbojet engine comprising a power generator which drives at least one blower with movable blades and which supports a grid of fixed rectifier vanes arranged downstream of the blower, and a nacelle of generally annular shape whose inner wall defines the channel of the cold flow stream and whose outer wall forms the envelope of said nacelle, said nacelle having, upstream, an air inlet sleeve and, downstream, a cold flow ejection nozzle, a retention casing surrounding the movable blades of the fan being provided between the inlet sleeve and the ejection nozzle .
Sur un turboréacteur à nacelle de grand diamètre, les efforts aérodynamiques que subit la nacelle en cas d'incidence de rafales de vent ou de dérapage sont très élevés. On a large-diameter nacelle turbojet engine, the aerodynamic forces that the nacelle undergoes in the event of an impact of gusts of wind or skidding are very high.
Le carter de rétention est en général solidaire de la nacelle. The retention casing is generally secured to the nacelle.
Lorsque la nacelle est portée par les bras structuraux du carter intermédiare du générateur, il est nécessaire, soit d'augmenter la masse des bras structuraux afin qu'ils puissent supporter le poids de la nacelle et les efforts aérodynamiques subis par la nacelle tout en contrôlant les jeux entre le carter de rétention et les sommets des aubes mobiles, soit d'accepter des variations de ces jeux par suite des efforts aérodynamiques subis par la nacelle si on minimise le plus possible la taille des bras structuraux. Aucune de ces solutions n'est acceptable en aviation. When the nacelle is carried by the structural arms of the intermediate casing of the generator, it is necessary either to increase the mass of the structural arms so that they can support the weight of the nacelle and the aerodynamic forces undergone by the nacelle while controlling the games between the retention casing and the tops of the movable blades, or to accept variations of these games as a result of the aerodynamic forces undergone by the nacelle if the size of the structural arms is minimized as much as possible. None of these solutions is acceptable in aviation.
Lorsqu'au contraire, la nacelle et le générateur sont accrochés indépendamment l'un de l'autre au pylone de suspension, comme cela est prévu dans le document GB-A2 202 588, il est impossible de contrôler les jeux en sommet des aubes mobiles de la soufflante. When, on the contrary, the nacelle and the generator are hooked independently of each other to the suspension pylon, as provided for in document GB-A2 202 588, it is impossible to control the clearances at the top of the moving blades blower.
Le document français déposé sous le numéro 90.04991 montre également un turboréacteur dont la nacelle est accrochée au pylône de suspension de façon indépendante de l'accrochage du générateur, et dans lequel le carter de rétention qui fait partie intégrante de la nacelle est de plus relié aux bras radiaux redresseurs par un carter supplémentaire intégré dans la nacelle et portant un point d'attache du générateur. Ici les bras radiaux portent le générateur et supportent en partie les efforts aérodynamiques subis par la nacelle. The French document filed under number 90.04991 also shows a turbojet engine whose nacelle is attached to the suspension pylon independently of the attachment of the generator, and in which the retention casing which is an integral part of the nacelle is further connected to radial straightening arms by an additional casing integrated in the nacelle and carrying a generator attachment point. Here the radial arms carry the generator and partially support the aerodynamic forces undergone by the nacelle.
Le but de la présente invention est de proposer un turboréacteur du type mentionné dans lequel le contrôle des jeux en sommet d'aubes mobiles est assuré dans toutes les conditions de vol, quelques soient les efforts aérodynamiques subis par la nacelle, et dans lequel les aubes fixes ne supportent pas les efforts aérodynamiques subis par la nacelle. The object of the present invention is to propose a turbojet engine of the type mentioned in which the control of the games at the top of movable blades is ensured in all flight conditions, whatever the aerodynamic forces undergone by the nacelle, and in which the blades fixed do not support the aerodynamic forces undergone by the nacelle.
Le but est atteint par l'invention par l'ensemble des caractéristiques suivantes:
- le générateur est accroché au pylône de suspension par des points d'attache disposés en aval de la grille d'aubes fixes;
- le carter de rétention est dissocié de la nacelle et est porté par la grille d'aubes fixes, et
- la nacelle est suspendue au pylône de suspension indépendamment du générateur, et elle présente un logement annulaire intérieur entre la manche d'entrée et la tuyère d'éjection, ledit logement étant prévu pour recevoir ledit carter de rétention afin que ladite nacelle puisse flotter par rapport audit carter de rétention par suite des efforts aérodynamiques qu'elle subit.The object is achieved by the invention by all of the following characteristics:
- The generator is attached to the suspension pylon by attachment points arranged downstream of the grid of fixed blades;
the retention casing is dissociated from the nacelle and is carried by the grid of fixed blades, and
- the nacelle is suspended from the suspension pylon independently of the generator, and it has an interior annular housing between the inlet sleeve and the ejection nozzle, said housing being provided for receiving said retention casing so that said nacelle can float by report to said retention housing as a result of the aerodynamic forces it undergoes.
Grâce à cette structure, la fonction propre de la nacelle, c'est-à-dire le captage et l'éjection de l'air, est dissociée de la fonction propre du carter de rétention, c'est-à-dire le contrôle des jeux en sommet et d'aubes. Thanks to this structure, the proper function of the nacelle, that is to say the capture and ejection of air, is dissociated from the proper function of the retention casing, that is to say the control top and blade games.
De plus, la masse de la grille d'aubes fixes peut être limitée au maximum car la grille doit assurer uniquement le support du carter de rétention et sa propre rigidité. In addition, the mass of the grid of fixed blades can be limited as much as possible, since the grid must only provide support for the retention casing and its own rigidity.
Afin d'assurer la continuité aérodynamique de la veine de flux froid, des joints souples sont avantageusement installés entre le carter de rétention et la manche d'entrée ainsi qu'entre la grille d'aubes fixes et la tuyère de sortie. In order to ensure the aerodynamic continuity of the cold flow stream, flexible seals are advantageously installed between the retention casing and the inlet sleeve as well as between the grid of fixed blades and the outlet nozzle.
Avantageusement, la nacelle comporte un capot supérieur fixe porté par une structure fixée au pylône de suspension et deux capots latéraux pouvant être relevés sur les côtés ou verrouillés entre eux, lesdits capots latéraux s'étendant, en aval, jusqu'au bord de fuite de la tuyère d'éjection et, en amont, au moins jusqu'à la manche d'entrée. Advantageously, the nacelle comprises a fixed upper cover carried by a structure fixed to the suspension pylon and two side covers which can be raised on the sides or locked between them, said side covers extending, downstream, to the trailing edge of the ejection nozzle and, upstream, at least up to the inlet sleeve.
Cette disposition permet un montage et démontage aisé du générateur de puissance sous l'aile de l'avion. This arrangement allows easy assembly and disassembly of the power generator under the wing of the aircraft.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels:
La figure 1 est une vue en coupe longitudinale axiale d'un turboréacteur à double flux selon l'invention.Other advantages and characteristics of the invention will emerge on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings in which:
FIG. 1 is a view in axial longitudinal section of a turbofan engine according to the invention.
La figure 2 est une coupe à plus grande échelle de la nacelle. Figure 2 is a section on a larger scale of the nacelle.
La figure 3 est une latérale de la structure de support de la nacelle. Figure 3 is a side view of the support structure of the nacelle.
La figure 4 est une vue de dessus de la partie gauche de la structure de la nacelle. Figure 4 is a top view of the left part of the structure of the nacelle.
La figure 5 est une coupe transversale selon la ligne VV de la figure 1, les capots latéraux de la nacelle étant montrés dans la position relevée. Figure 5 is a cross section along line VV of Figure 1, the side covers of the nacelle being shown in the raised position.
Les figures 6 et 7 montrent la dépose du générateur selon une première variante de réalisation de la nacelle. Figures 6 and 7 show the removal of the generator according to a first embodiment of the nacelle.
Les figures 8 à 10 montrent les phases successives de la dépose du générateur lorsque le turboréacteur comporte une nacelle à ouverture totale. Figures 8 to 10 show the successive phases of the removal of the generator when the turbojet engine has a nacelle with full opening.
La figure 11 montre à grande échelle la fixation d'une grille monobloc sur le moyen du carter intermédiaire. FIG. 11 shows on a large scale the fixing of a monobloc grid on the means of the intermediate casing.
La figure 12 montre à grande échelle la fixation d'une grille sectorisée sur le moyen du carter intermédiaire. FIG. 12 shows on a large scale the fixing of a sectorized grid on the means of the intermediate casing.
Le dessin montre un turboréacteur 1 à double flux qui est fixé sous l'aile 2 d'un avion par un pylône de suspension 3. Ce turboréacteur 1 comporte essentiellement une nacelle 4 de forme générale annulaire et un générateur de puissance 5 disposé dans l'axe 6 de la nacelle 4, et présentant un carter intermédiaire 7 fixe entourant un ensemble tournant 8. Le générateur de puissance comporte de manière connue d'amont en aval, une soufflante 9 à aubes mobiles 10 disposée dans un plan perpendiculaire à l'axe 6, une grille il d'aubes fixes redresseurs située en aval de la soufflante 9 dans la veine du flux froid 12, des compresseurs destinés à comprimer l'air du flux chaud 13, une chambre de combustion annulaire qui reçoit l'air comprimé par les compresseurs ainsi que du carburant qui y est brûlé pour foumir des gaz chauds, des turbines entraidées par les gaz chauds et entraînant les compresseurs et la soufflante 9, et une tuyère d'éjection des gaz chauds. The drawing shows a turbofan 1 which is fixed under the wing 2 of an aircraft by a suspension pylon 3. This turbojet 1 essentially comprises a nacelle 4 of generally annular shape and a power generator 5 arranged in the axis 6 of the nacelle 4, and having a fixed intermediate casing 7 surrounding a rotating assembly 8. The power generator comprises, in a known manner from upstream to downstream, a blower 9 with moving blades 10 disposed in a plane perpendicular to the axis 6, a grid 11 of fixed rectifier vanes located downstream of the fan 9 in the stream of the cold flow 12, compressors intended to compress the air of the hot flow 13, an annular combustion chamber which receives the compressed air by the compressors as well as the fuel which is burned therein to supply hot gases, turbines assisted by the hot gases and driving the compressors and the blower 9, and a nozzle for ejecting the hot gases.
La paroi intérieure 14 de la nacelle 4 délimite le canal de la veine du flux froid 12 et sa paroi extérieure 15 forme l'enveloppe de ladite nacelle 4. La nacelle 4 présente en amont une manche d'entrée d'air 16 et en aval une tuyère d'éjection 17 du flux froid 12. The inner wall 14 of the nacelle 4 delimits the channel of the cold flow stream 12 and its outer wall 15 forms the envelope of the said nacelle 4. The nacelle 4 has an air inlet sleeve 16 upstream and downstream an ejection nozzle 17 for the cold flow 12.
Un carter de rétention 18 entoure les aubes mobiles 10 de la soufflante 9. Ce carter de rétention 18 est disposé flottant dans un logement annulaire intérieur 19 prévu entre la manche d'entrée 16 et la tuyère d'éjection 17. Ce carter de rétention 18 est porté en aval par la virole extérieure 20 de la grille 11 d'aubes fixes redresseurs, laquelle est centrée au niveau de sa virole intérieure 21 sur le moyen 22 du carter intermédiaire 7. A retention casing 18 surrounds the movable vanes 10 of the fan 9. This retention casing 18 is arranged floating in an interior annular housing 19 provided between the inlet sleeve 16 and the ejection nozzle 17. This retention casing 18 is carried downstream by the outer shroud 20 of the grid 11 of straightening stationary vanes, which is centered at its inner shroud 21 on the means 22 of the intermediate casing 7.
Des joints souples 23 et 24 sont installés entre le carter de rétention 18 et respectivement la manche d'entrée 16 et la tuyère d'éjection 17, afin d'assurer la continuité aérodynamique de la veine du flux froid 12. Les joints 23 et 24 reprennent les déplacements différentiels du carter de rétention 18 et de la nacelle 4 dans les cas de fonctionnements normaux. Pour les cas de charges extrêmes, il est possible de prévoir des butées mécaniques entre la nacelle 4 et le carter de rétention 18. Flexible seals 23 and 24 are installed between the retention casing 18 and respectively the inlet sleeve 16 and the ejection nozzle 17, in order to ensure the aerodynamic continuity of the cold flow stream 12. The seals 23 and 24 resume the differential movements of the retention casing 18 and of the nacelle 4 in the case of normal operations. For extreme loads, it is possible to provide mechanical stops between the nacelle 4 and the retention casing 18.
Le générateur de puissance 5 et la nacelle 4 sont reliés au pylône de suspension 3 de manière indépendante l'un de l'autre. Le générateur de puissance 5 est fixé au pylône 3 par des points d'attache 25, 26 situés en aval de la grille 11 d'aubes fixes, l'un d'eux 25 se trouvant au niveau du moyen 22 du carter intermédiaire, et l'autre 26 au niveau du carter d'échappement 27 des gaz chauds. The power generator 5 and the nacelle 4 are connected to the suspension pylon 3 independently of one another. The power generator 5 is fixed to the pylon 3 by attachment points 25, 26 located downstream of the grid 11 of fixed vanes, one of them 25 being at the level of the means 22 of the intermediate casing, and the other 26 at the hot gas exhaust casing 27.
La nacelle 4 est suspendue à un mât 28 qui s'étend sur l'avant du pylône de suspension 3, au moyen d'une structure fixe qui comporte trois supports transversaux 29a, 29b, 29c rendus solidaires entre eux par deux ferrures longitudinales 30a, 30b. Les supports transversaux 29a, 29b, 29c sont fixés par leur partie médiane sur le mât 28. The nacelle 4 is suspended from a mast 28 which extends on the front of the suspension pylon 3, by means of a fixed structure which comprises three transverse supports 29a, 29b, 29c made integral with one another by two longitudinal fittings 30a, 30b. The transverse supports 29a, 29b, 29c are fixed by their middle part to the mast 28.
Deux biellettes obliques 31a, 31b relient les deux extrémités aval des ferrures 30a, 30b à la partie haute du pylône de suspension 3. Aux extrémités amont des deux ferrures 30a,30b et du mât 28 est fixée verticalement une plaque sectorielle 32 de 120 qui supporte la manche d'entrée d'air 16.Two oblique links 31a, 31b connect the two downstream ends of the fittings 30a, 30b to the upper part of the suspension pylon 3. At the upstream ends of the two fittings 30a, 30b and the mast 28 is fixed vertically a sectoral plate 32 of 120 which supports the air inlet sleeve 16.
Selon une première variante de réalisation, la manche d'entrée d'air 16 est monobloc et l'autre partie de la nacelle 4 comporte un capot supérieur fixe 33 porté par la structure et deux capots latéraux 34a, 34b pouvant être relevés sur les côtés ou verrouillés entre eux. Ces deux capots latéraux 34a, 34b s'étendent en aval jusqu'au bord de fuite de la tuyère d'éjection 17. Chacun des capots 33, 34a, 34b s'étend circonférentiellement sur 120 environ. Lorsque les capots latéraux 34a, 34b sont relevés vers l'extérieur, le carter de rétention 18 et la grille 11 d'aubes fixes sont au moins partiellement découverts. According to a first alternative embodiment, the air inlet sleeve 16 is in one piece and the other part of the nacelle 4 comprises a fixed upper cover 33 carried by the structure and two side covers 34a, 34b which can be raised on the sides or locked together. These two side covers 34a, 34b extend downstream to the trailing edge of the ejection nozzle 17. Each of the covers 33, 34a, 34b extends circumferentially over approximately 120. When the side covers 34a, 34b are raised towards the outside, the retention casing 18 and the grid 11 of fixed vanes are at least partially uncovered.
Dans cette première variante de réalisation, la dépose du générateur de puissance 5 se fait de la manière suivante:
On ouvre les capots latéraux 34a, 34b de la nacelle 4. On dépose les aubes mobiles 10 de la soufflante 9 et les joints souples 23 et 24. On désaccouple la platine de suspension au niveau de moyens 22 du carter intermédiaire 7, et la suspension moteur au niveau du carter d'échappement 27. On dépose le générateur de puissance 5 sur un chariot de manutention. Le carter de rétention 18 peut être désolidarisé de la grille 11 d'aubes fixes, et cette grille 11 peut être démontée du moyen 22 du carter intermédiaire 7 après démontage des panneaux accoustiques 35, 36 et 37.In this first variant, the power generator 5 is removed in the following manner:
The side covers 34a, 34b of the nacelle 4 are opened. The movable vanes 10 of the fan 9 and the flexible seals 23 and 24 are removed. The suspension plate is uncoupled at the level of means 22 of the intermediate casing 7, and the suspension engine at the exhaust casing 27. The power generator 5 is placed on a handling trolley. The retention casing 18 can be separated from the grid 11 of fixed vanes, and this grid 11 can be dismantled by the means 22 of the intermediate casing 7 after dismantling the acoustic panels 35, 36 and 37.
Selon une deuxième variante de réalisation, la manche d'entrée est réalisée en trois parties qui sont solidaires respectivement du capotage supérieur fixe 33 et des capots latéraux 34a et 34b qui s'étendent sur toute la longueur de la nacelle 4. La dépose du générateur de puissance se fait alors de la manière suivante:
On ouvre les capots latéraux 34a, 34b de la nacelle 4. On dépose les aubes mobiles 10 de la soufflante 9 et les joints souples 23 et 24. Dans ce deuxième mode de réalisation, il est possible de déposer le carter de rétention 18 après avoir démonté les panneaux accoustiques 35 et 36, puis de déposer la grille 11 d'aubes fixes redresseurs après avoir démonté les panneaux accoustiques 37, et enfin de décrocher le générateur 5 du pylône de suspension 3.According to a second alternative embodiment, the inlet sleeve is made in three parts which are respectively fixed to the fixed upper cowling 33 and side covers 34a and 34b which extend over the entire length of the nacelle 4. Removal of the generator power is then done as follows:
The side covers 34a, 34b of the nacelle 4 are opened. The movable blades 10 of the fan 9 and the flexible seals 23 and 24 are removed. In this second embodiment, it is possible to remove the retention casing 18 after having dismantled the acoustic panels 35 and 36, then deposit the grid 11 of fixed rectifier vanes after dismantling the acoustic panels 37, and finally unhook the generator 5 from the suspension pylon 3.
La grille 11 d'aubes fixes peut être monobloc ou réalisée en plusieurs secteurs. The grid 11 of fixed vanes can be in one piece or produced in several sectors.
Lorsqu'elle est monobloc elle est montée par l'avant du générateur 5 sur le moyen 22 du carter intermédiaire 7, et elle est immobilisée axialement par une bride 40 boulonnée sur le carter intermédiaire 7. Des parties coniques 38 et 39 sont disposées respectivement à l'aval de la virole intérieure 21 de la grille 11 et à l'amont du diamètre extérieur du moyen 22 du carter intermédiaire 7. Ces parties coniques sont nécessaires pour assurer le positionnement correct de la grille 11 lors de son montage sur le carter intermédiaire 7. When it is in one piece it is mounted from the front of the generator 5 on the means 22 of the intermediate casing 7, and it is immobilized axially by a flange 40 bolted to the intermediate casing 7. Conical portions 38 and 39 are disposed respectively at downstream of the inner shell 21 of the grid 11 and upstream of the external diameter of the means 22 of the intermediate casing 7. These conical parts are necessary to ensure the correct positioning of the grid 11 during its mounting on the intermediate casing 7.
Lorsque la grille 11 est réalisée en deux ou trois parties, les secteurs sont alors centrés sur le moyen 22 du carter intermédiaire, en amont par une épingle sectorisée 41. When the grid 11 is made in two or three parts, the sectors are then centered on the means 22 of the intermediate casing, upstream by a sectorized pin 41.
ns sont positionnés en aval dans une rainure 42 du moyen 22 du carter intermédiaire 7. ns are positioned downstream in a groove 42 of the means 22 of the intermediate casing 7.
Claims (8)
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Publications (2)
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0733545A1 (en) * | 1995-03-21 | 1996-09-25 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Turbofan with a floatury nacelle |
| FR3118787A1 (en) * | 2021-01-12 | 2022-07-15 | Safran Aircraft Engines | PROPULSION ASSEMBLY FOR AIRCRAFT COMPRISING A RECTIFIER VANE INTEGRATED IN AN UPSTREAM PART OF A REDUCED HEIGHT ATTACHMENT MAST |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4361296A (en) * | 1980-03-10 | 1982-11-30 | The Boeing Company | Uniflange coupling assembly |
| GB2202588A (en) * | 1987-03-02 | 1988-09-28 | Gen Electric | Turbofan engine |
| EP0453360A1 (en) * | 1990-04-19 | 1991-10-23 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Aviation engine with high bypass ratio and of the type with front contra-rotating fan |
| US5174525A (en) * | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
| US5205513A (en) * | 1991-09-26 | 1993-04-27 | General Electric Company | Method and system for the removal of large turbine engines |
-
1993
- 1993-07-07 FR FR9308317A patent/FR2707249B1/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4361296A (en) * | 1980-03-10 | 1982-11-30 | The Boeing Company | Uniflange coupling assembly |
| GB2202588A (en) * | 1987-03-02 | 1988-09-28 | Gen Electric | Turbofan engine |
| EP0453360A1 (en) * | 1990-04-19 | 1991-10-23 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Aviation engine with high bypass ratio and of the type with front contra-rotating fan |
| US5174525A (en) * | 1991-09-26 | 1992-12-29 | General Electric Company | Structure for eliminating lift load bending in engine core of turbofan |
| US5205513A (en) * | 1991-09-26 | 1993-04-27 | General Electric Company | Method and system for the removal of large turbine engines |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0733545A1 (en) * | 1995-03-21 | 1996-09-25 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Turbofan with a floatury nacelle |
| FR2732074A1 (en) * | 1995-03-21 | 1996-09-27 | Aerospatiale | DOUBLE FLOW TURBOREACTOR WITH A FLOATING PLATFORM |
| US5642615A (en) * | 1995-03-21 | 1997-07-01 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Turbofan engine with a floating pod |
| FR3118787A1 (en) * | 2021-01-12 | 2022-07-15 | Safran Aircraft Engines | PROPULSION ASSEMBLY FOR AIRCRAFT COMPRISING A RECTIFIER VANE INTEGRATED IN AN UPSTREAM PART OF A REDUCED HEIGHT ATTACHMENT MAST |
| WO2022152994A1 (en) * | 2021-01-12 | 2022-07-21 | Safran Aircraft Engines | Propulsion assembly for an aircraft comprising a stator vane integrated into an upstream part of a mounting pylon of reduced height |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2707249B1 (en) | 1995-08-11 |
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