FR2997726A1 - Carter de turbomachine - Google Patents

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Abstract

Carter (10) de turbomachine, comportant une paroi (12) sensiblement cylindrique et un panneau annulaire (18, 20) monobloc d'isolation acoustique monté à l'intérieur de la paroi, le panneau comportant une surface annulaire radialement externe en regard d'une surface annulaire radialement interne de la paroi, caractérisé en ce que la paroi comprend sur sa surface annulaire interne des premiers organes (28) en saillie qui sont en appui axial sur des seconds organes (26) en saillie de la surface annulaire externe du panneau et qui sont fixés à ces seconds organes de manière démontable.

Description

99 7726 1 CARTER DE TURBOMACHINE La présente invention concerne un carter de turbomachine, en particulier d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion.
Un carter de soufflante comprend typiquement une paroi sensiblement cylindrique qui s'étend autour des aubes de soufflante de la turbomachine et dont la surface interne est recouverte de panneaux d'isolation acoustique. Ces panneaux comprennent 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. Les demandes antérieures de la demanderesse EP-A1-2 318 679, EP-Al - 2 088 290 et FR-A1-2 965 859 décrivent des panneaux d'isolation acoustique de ce type. Un panneau d'isolation acoustique d'une turbomachine est en général sectorisé, c'est-à-dire formé de plusieurs secteurs de panneau disposés circonférentiellement bout à bout et solidarisés à la paroi du carter par collage ou par des vis de fixation qui s'étendent radialement par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine. La fixation des secteurs par vissage présente des inconvénients car elle nécessite d'utiliser de nombreuses vis de fixation qui, d'une part, augmentent la masse de la turbomachine et sont susceptibles d'endommager les aubes de soufflante en cas de perte ou de rupture. D'autre part, les zones d'interface plus ou moins larges entre les secteurs induisent une alternance de zones lisses et traitées à proximité de la soufflante (création de discontinuités d'impédance acoustique), qui sont à l'origine d'augmentation des niveaux de bruit de la turbomachine pour certains régimes de fonctionnement. De plus, le montage des nombreuses vis de fixation sur les panneaux nécessite de prévoir dans ceux-ci des zones densifiées qui nuisent à l'efficacité acoustique.
Pour limiter le nombre de vis de fixation, il a été proposé par la demande de brevet FR-A1-2 935 017 précitée d'allonger le carter de soufflante et de fixer un panneau annulaire monobloc d'isolation acoustique sur la paroi du carter et la manche d'entrée d'air. 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 retrait du panneau endommagé par un panneau neuf. Par ailleurs, une paroi de carter peut présenter des déformations et avoir une surface interne qui n'est pas parfaitement cylindrique. C'est notamment le cas d'une paroi de carter en matériau composite qui, du fait de son mode de fabrication, peut présenter des tolérances de fabrication relativement importantes. Dans la technique actuelle, les panneaux acoustiques qui sont fixés sur une paroi de carter de ce type ne permettent pas de compenser les tolérances précitées.
C'est notamment le cas des panneaux d'isolation acoustique qui sont collés sur la paroi de carter au moyen d'une colle thermodurcissable. Ce collage est long à mettre en oeuvre (plusieurs heures dans un autoclave de grandes dimensions) et, en cas d'endommagement du panneau, il faut déposer le moteur pour remplacer le panneau.
La présente invention permet de remédier à au moins une partie des inconvénients précités de façon simple, efficace et économique. A cet effet, elle 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, le panneau comportant une surface annulaire radialement externe en regard d'une surface annulaire radialement interne de la paroi, caractérisé en ce que la paroi comprend sur sa surface annulaire interne des premiers organes en saillie qui sont en appui axial sur des seconds organes en saillie de la surface annulaire externe du panneau et qui sont fixés à ces seconds organes de manière démontable.
La présente invention propose donc un nouveau système de fixation d'un panneau monobloc d'isolation acoustique sur une paroi de carter. Du fait que le panneau est formé d'une seule pièce annulaire (appelé OPB, acronyme de One Piece Barrie!), il n'y a pas de discontinuité d'impédance acoustique sur toute sa surface. De plus, les moyens de fixation du panneau n'alourdissent pas de manière significative le carter et ne traversent pas toute la dimension radiale du panneau. Ils ne créent donc pas de discontinuités d'isolation acoustique. Par ailleurs, comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit, l'invention facilite le montage et autorise le démontage du panneau, en particulier sous l'aile d'un avion équipée de la turbomachine (c'est-à-dire sans dépose du moteur), et en outre optimise les tolérances de veine en autorisant les rattrapages des éventuels défauts de cylindricité de la paroi de carter (de +/- 2mm jusqu'à +/- 0,4 mm dans un cas particulier de réalisation de l'invention).
Le panneau monobloc peut comprendre une structure annulaire en nid d'abeille dont les faces interne et externe sont recouvertes d'une peau, la peau interne étant préférentiellement multi-perforée. Les premiers organes peuvent être fixés aux seconds organes par des moyens du type vis-écrou. Ces moyens du type vis-écrou s'étendent avantageusement parallèlement à l'axe longitudinal du carter. L'outil de montage et de démontage du panneau comprend alors un outil de vissage/dévissage qui est destiné à être inséré axialement entre la paroi de carter et le panneau. Selon une autre caractéristique de l'invention, les premiers et seconds organes comprennent des pattes de fixation. Ces pattes peuvent être formées d'une seule pièce avec la paroi et le panneau, respectivement, ou être fixées à la paroi et au panneau, respectivement, par exemple par collage, soudage, vissage ou rivetage. La paroi et le panneau peuvent chacun comprendre au moins une 30 rangée annulaire de pattes régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal du carter. Ils peuvent par exemple comprendre chacun deux rangées annulaires de pattes, les pattes de la premières rangée étant de préférence décalées angulairement des pattes de la deuxième rangée pour faciliter leur fixation. Chaque rangée comprend par exemple douze pattes. Au moins une partie des pattes peut avoir une forme sensiblement 5 en L. Ces pattes peuvent comprendre une partie sensiblement plane ou cylindrique destinée à être fixée ou solidaire de l'un des éléments parmi la paroi et le panneau, et une partie sensiblement radiale comportant un orifice destiné à être traversé par un moyen de fixation. Les pattes de la paroi peuvent être au moins en partie logées dans 10 des renfoncements de la surface annulaire interne de la paroi, et/ou les pattes du panneau peuvent être au moins en partie logées dans des renfoncements de la surface annulaire externe du panneau. Avantageusement, les pattes comprennent chacune une surface radiale d'appui sur une autre patte et une surface plane ou sensiblement 15 cylindrique de centrage destinée à coopérer avec ladite autre patte. Les surfaces planes ou cylindriques des pattes de la paroi sont de préférence usinables pour corriger un éventuel défaut de cylindricité de la surface annulaire interne de la paroi. En position de montage, le panneau peut être séparé de la paroi par 20 un espace annulaire, qui a par exemple une épaisseur ou dimension radiale de l'ordre de lOmm environ. La présente invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisée en ce qu'elle comprend un carter tel que décrit ci-dessus. 25 D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront 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 demi-vue schématique en coupe axiale d'un carter de soufflante d'une turbomachine selon l'invention ; 30 - la figure 2 est une vue de face depuis l'amont du carter de la figure 1 ; - la figure 3 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un panneau d'isolation acoustique ; - la figure 4 est une vue à plus grande échelle du détail 14 de la figure 1, et représente des moyens de fixation d'un panneau d'isolation acoustique ; - la figure 5 est une vue schématique en coupe selon la ligne V-V de la figure 4; - la figure 6 est une vue schématique correspondant à la figure 5 et représentant une variante de réalisation de l'invention ; et - la figure 7 est une vue schématique correspondant à la figure 4 et représentant une autre variante de réalisation de l'invention. On se réfère tout d'abord à la figure 1 représentant un carter de soufflante 10 d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, ce carter faisant partie d'une nacelle qui entoure le moteur de la turbomachine et à l'intérieur de laquelle tourne une soufflante qui génère un flux d'air secondaire qui s'écoule entre la nacelle et le moteur et forme une partie de la poussée produite par la turbomachine. Le carter 10 comprend une paroi 12 sensiblement cylindrique qui comporte à ses extrémités longitudinales des brides annulaires 14, 16 de fixation. La bride aval 14 est fixée par des moyens du type vis-écrou à une bride (non représentée) d'un carter intermédiaire et la bride amont 16 est fixée par des moyens du type vis-écrou à une bride (non représentée) d'une manche d'entrée d'air dans la nacelle. Le carter comprend des panneaux annulaires 18, 20, 22 d'isolation acoustique qui recouvrent la surface cylindrique interne de la paroi 12 et qui sont fixés à cette paroi. Dans l'exemple représenté, la paroi 12 porte trois panneaux annulaires 18, 20, 22, deux panneaux 18, 20 monoblocs selon l'invention, respectivement amont et médian, et un panneau 22 aval qui est sectorisé selon la technique antérieure.
Le panneau aval 22 comprend des secteurs de panneau qui sont disposés circonférentiellement bout à bout et qui sont fixés sur la paroi 12 par des vis 24 traversant radialement les secteurs et engagées dans des orifices de la paroi 12. Ce système de fixation présente de nombreux inconvénients décrits plus haut. L'invention permet de remédier à ces inconvénients grâce à des panneaux 18, 20 annulaires monoblocs (c'est-à-dire non sectorisés) qui sont fixés sur la paroi 12 par une nouvelle technologie qui autorise le démontage des panneaux, en particulier sous l'aile d'un avion lors d'une opération de maintenance. Dans l'exemple représenté aux figures 1 à 5, les panneaux 18, 20 sont montés à l'intérieur de la paroi 12 et fixées à cette paroi par des moyens du type vis-écrou, chaque panneau comportant des pattes 26 d'appui axial et radial sur des pattes 28 de la paroi 12, ces pattes comportant des orifices de passage des moyens 32 du type vis-écrou. La figure 3 représente un exemple de réalisation d'un panneau 18, 20 selon l'invention, ce panneau comportant une structure annulaire 34 en nid d'abeille dont les faces interne et externe sont chacune recouvertes d'une peau 36, 38 stratifiée, la peau interne 36 comportant des multiperforations 40. Le panneau peut en outre comprendre une couche de matériau abradable, en particulier dans la zone du panneau entourant les aubes de soufflante, comme c'est le cas du panneau 20 qui comprend sous sa peau interne 36 une couche interne 42 en matériau abradable (cf. figure 1).
Comme cela est visible en figure 2, chaque panneau 18, 20 est formé d'une seule pièce sans discontinuité, les pattes 26 étant fixées sur la peau externe 38 du panneau et étant situées dans un espace annulaire 40 s'étendant entre le panneau 18, 20 et la paroi 12. Cet espace annulaire peut avoir une épaisseur ou dimension radiale de l'ordre de lOmm.
Chaque panneau 18, 20 est équipé de deux rangées annulaires de pattes, une rangée amont de pattes 26, 28 et une rangée aval de pattes 26', 28'. Les pattes de chaque rangée sont régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal du carter et sont diamétralement opposées deux à deux. Les pattes 26, 28 de la rangée amont sont en outre décalées angulairement des pattes 26', 28' de la rangée aval, par rapport à l'axe longitudinal du carter (figure 2). Chaque rangée comprend par exemple douze pattes 26, 26', 28, 28'. Les pattes 26 portées par le panneau 18, 20 ont une forme sensiblement en L et comprennent chacune une partie longitudinale 42 appliquée sur la peau externe 38 du panneau et fixée à cette peau par des vis 43 coopérant avec des écrous sertis du type auto-freinant (figure 5). Cette partie longitudinale 42 a une forme en portion de cylindre et épouse la forme extérieure du panneau. La partie 42 de la patte 26 est reliée à l'une de ses extrémités longitudinales à une partie 44 sensiblement radiale qui s'étend vers l'extérieur et qui comprend un orifice traversant de passage de la vis 32. La partie 42 de la patte 26 comprend une surface radialement externe 46 d'appui de forme cylindrique et la partie radiale 44 comprend une surface radiale 48 d'appui. Comme cela est visible en figure 5, la partie 44 de la patte 26 a une dimension circonférentielle inférieure à celle de sa partie 42. Les pattes 28 portées par la paroi 12 comprennent chacune une partie 50 radialement externe sensiblement plane appliquée sur la surface radialement interne de la paroi 12 et fixée à celle-ci par des vis 52 coopérant avec des écrous sertis du type auto-freinant, et une partie 54 s'étendant radialement vers l'intérieur et qui comprend un orifice traversant aligné avec l'orifice de la patte 26 pour le passage de la vis 32 de fixation de ces pattes. Cette partie 54 comprend une surface radiale 56 d'appui sur la surface radiale 48 de la patte 26 et une surface 58 plane ou sensiblement cylindrique d'appui sur la surface cylindrique 46 de la patte 26.
Comme cela est visible en figure 5, la partie 54 de la patte 28 a une dimension circonférentielle inférieure à celle de sa partie 50. Par ailleurs, la partie 50 de la patte 28 est en partie engagée dans un renfoncement 60 de forme complémentaire de la paroi 12.
Afin d'améliorer les performances d'isolation acoustique du panneau 18, 20, il serait possible d'augmenter l'épaisseur de sa structure 34 en nid d'abeille. Dans le cas présent, cela peut être réalisé en augmentant le diamètre externe du panneau. Les pattes 26 du panneau seraient alors logées dans des rainures 62 longitudinales de la surface radialement externe du panneau 18', 20', comme cela est schématiquement représenté en figure 6. Cette figure montre également le décalage angulaire précité entre une patte 26 d'une rangée annulaire amont et d'une patte 26' d'une rangée annulaire aval du panneau 18', 20', ces pattes 26, 26' étant logées dans une même rainure 62 du panneau.
Les panneaux 18, 20 décrits précédemment peuvent être montés à l'intérieur de la paroi 12 du carter de la façon suivante. Chaque panneau 18, 20 est disposé en amont de la paroi 12, coaxialement à celui-ci, et est positionnement angulairement autour de l'axe longitudinal du carter de sorte que ces pattes 26, 26' soient alignés axialement avec celles 28, 28' du carter. Le panneau est ensuite déplacé en translation axiale vers l'aval jusqu'à ce qu'il soit logé à l'intérieur de la paroi et que ses pattes 26, 26' soient en appui axial sur celles 28, 28' du carter. Un outil tel qu'une clef à cliquet équipée d'une rallonge est alors utilisé pour visser les vis 32 dans les pattes afin de solidariser le panneau au carter. Cet outil est inséré axialement depuis l'amont dans l'espace annulaire 40 s'étendant entre le panneau et la paroi. Dans le cas où cet espace 40 n'a pas une dimension radiale suffisante et que les pattes du panneau sont logées dans des rainures longitudinales 62 du panneau 18', 20', l'accès aux vis peut se faire en passant l'outil ou sa rallonge dans la rainure du panneau.
La figure 7 représente une variante de réalisation de l'invention qui diffère du mode de réalisation précédemment décrit en ce que les pattes 126, 128 sont ici formées par des tôles pliées en L. La patte 126 portée par le panneau 118, 120 comprend une partie longitudinale fixée sur la peau externe du panneau et une partie radiale en appui axial sur une partie radiale de l'autre patte 128 dont une partie longitudinale est fixée sur la surface interne de la paroi de carter 112. Les parties radiales des pattes 126, 128 comprennent chacun un orifice. L'orifice de la patte 128 reçoit un écrou serti 133. Une vis 132 est engagée axialement dans l'orifice de la patte 126 puis est vissée dans l'écrou 133 porté par la patte 128 pour fixer les pattes entre elles. Cette opération est réalisée pour chaque paire de pattes 126, 128 de façon à solidariser le panneau 118, 120 à la paroi 112.15

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Carter (10) de turbomachine, comportant une paroi (12) sensiblement cylindrique et un panneau annulaire (18, 20) monobloc d'isolation acoustique monté à l'intérieur de la paroi, le panneau comportant une surface annulaire radialement externe en regard d'une surface annulaire radialement interne de la paroi, caractérisé en ce que la paroi comprend sur sa surface annulaire interne des premiers organes (28) en saillie qui sont en appui axial sur des seconds organes (26) en saillie de la surface annulaire externe du panneau et qui sont fixés à ces seconds organes de manière démontable.
  2. 2. Carter selon la revendication 1, caractérisé en ce que les premiers organes (28) sont fixés aux seconds organes (26) par des moyens (32) du type vis-écrou.
  3. 3. Carter selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens (32) du type vis-écrou s'étendent parallèlement à l'axe longitudinal du carter.
  4. 4. Carter selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les premiers et seconds organes comprennent des pattes (26, 28) de fixation qui sont formées d'une seule pièce avec la paroi (12) et le panneau (18, 20), respectivement, ou qui sont fixées à la paroi et au panneau, respectivement, par exemple par collage, soudage, vissage ou rivetage.
  5. 5. Carter selon la revendication 4, caractérisé en ce que la paroi (12) et le panneau (18, 20) comprennent chacun au moins une rangée annulaire de pattes (26, 28) régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal du carter.
  6. 6. Carter selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce qu'au moins une partie des pattes (26, 28) ont une forme sensiblement en L.
  7. 7. Carter selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que les pattes (28) de la paroi (12) sont au moins en partie logées dans des renfoncements (60) de la surface annulaire interne de la paroi, et/ou lespattes (26) du panneau (18, 20) sont au moins en partie logées dans des rainures (62) de la surface annulaire externe du panneau.
  8. 8. Carter selon l'une des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que les pattes (26, 28) comprennent chacune une surface radiale (48, 56) d'appui sur une autre patte et une surface (46, 58) plane ou sensiblement cylindrique de centrage destinée à coopérer avec ladite autre patte.
  9. 9. Carter selon la revendication 8, caractérisé en ce que les surfaces (46, 58) planes ou cylindriques des pattes (28) de la paroi (12) sont usinables pour corriger un éventuel défaut de cylindricité de la surface annulaire interne de la paroi.
  10. 10. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisée en ce qu'elle comprend un carter (10) selon l'une des revendications précédentes.15
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3092136A1 (fr) 2019-01-29 2020-07-31 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante pour une turbomachine d’aeronef
WO2020217025A1 (fr) * 2019-04-26 2020-10-29 Safran Nacelles Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air
FR3098543A1 (fr) 2019-07-10 2021-01-15 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef
WO2021009457A1 (fr) 2019-07-15 2021-01-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un carter pour une turbomachine d'aeronef
FR3100834A1 (fr) 2019-09-12 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Virole annulaire acoustique de turbomachine et procede de fabrication associe
FR3106612A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
FR3106610A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
FR3106611A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
FR3127014A1 (fr) 2021-09-15 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3005100B1 (fr) * 2013-04-26 2015-05-01 Snecma Carter de turbomachine
FR3033839B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine d'aeronef comprenant un carter de soufflante equipe d'un revetement acoustique integrant un raidisseur de carter de soufflante
US10253726B2 (en) 2015-08-07 2019-04-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Engine assembly with combined engine and cooling exhaust
US10267191B2 (en) 2015-08-07 2019-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Turboprop engine assembly with combined engine and cooling exhaust
US10240522B2 (en) 2015-08-07 2019-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Auxiliary power unit with combined cooling of generator
FR3051828B1 (fr) * 2016-05-24 2018-05-11 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un carter a revetement abradable de turbomachine
FR3059362B1 (fr) * 2016-11-30 2021-01-01 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine comportant une structure acoustique et un element abradable
US11060551B1 (en) * 2017-10-31 2021-07-13 Lockheed Martin Corporation Snap alignment guard for nut plate ring
US11015636B2 (en) * 2018-07-03 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Nut strip assembly with array of captured nuts
FR3100561B1 (fr) 2019-09-10 2023-01-20 Safran Aircraft Engines Fixation d’une virole acoustique a une enveloppe de carter pour une turbomachine d’aeronef

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0898063A1 (fr) * 1997-08-19 1999-02-24 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
EP1083300A2 (fr) * 1999-09-07 2001-03-14 General Electric Company Carter de soufflante avec structure de rétention à double paroi
GB2361747A (en) * 2000-04-28 2001-10-31 Gen Electric Fan casing with radially movable liner
EP1591643A1 (fr) * 2004-04-27 2005-11-02 Airbus France Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
FR2926791A1 (fr) * 2008-01-29 2009-07-31 Aircelle Sa Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et ensemble propulsif comprenant une telle entree d'air

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6920958B2 (en) * 2003-10-17 2005-07-26 The Boeing Company Annular acoustic panel
US8191254B2 (en) * 2004-09-23 2012-06-05 Carlton Forge Works Method and apparatus for improving fan case containment and heat resistance in a gas turbine jet engine
FR2898870B1 (fr) * 2006-03-24 2008-05-23 Aircelle Sa Structure de virole d'entree d'air
GB2478312B (en) * 2010-03-02 2012-08-22 Gkn Aerospace Services Ltd Seamless acoustic liner
FR2961788B1 (fr) * 2010-06-29 2012-06-15 Aircelle Sa Nacelle de turboreacteur
US9169728B2 (en) * 2011-12-08 2015-10-27 General Electric Company Dynamic load reduction system
FR3005100B1 (fr) 2013-04-26 2015-05-01 Snecma Carter de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0898063A1 (fr) * 1997-08-19 1999-02-24 AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
EP1083300A2 (fr) * 1999-09-07 2001-03-14 General Electric Company Carter de soufflante avec structure de rétention à double paroi
GB2361747A (en) * 2000-04-28 2001-10-31 Gen Electric Fan casing with radially movable liner
EP1591643A1 (fr) * 2004-04-27 2005-11-02 Airbus France Ensemble réducteur de bruit pour turboréacteur d'aéronef
FR2926791A1 (fr) * 2008-01-29 2009-07-31 Aircelle Sa Entree d'air pour nacelle d'aeronef, et ensemble propulsif comprenant une telle entree d'air

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020157418A1 (fr) 2019-01-29 2020-08-06 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef
FR3092136A1 (fr) 2019-01-29 2020-07-31 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante pour une turbomachine d’aeronef
WO2020217025A1 (fr) * 2019-04-26 2020-10-29 Safran Nacelles Entrée d'air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d'air
FR3095420A1 (fr) * 2019-04-26 2020-10-30 Safran Nacelles Entrée d’air de nacelle et nacelle comportant une telle entrée d’air
FR3098543A1 (fr) 2019-07-10 2021-01-15 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef
US11788434B2 (en) 2019-07-15 2023-10-17 Safran Aircraft Engines Method for producing a casing for an aircraft turbine engine
WO2021009457A1 (fr) 2019-07-15 2021-01-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un carter pour une turbomachine d'aeronef
FR3100834A1 (fr) 2019-09-12 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Virole annulaire acoustique de turbomachine et procede de fabrication associe
FR3106610A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
FR3106611A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
WO2021152243A1 (fr) 2020-01-29 2021-08-05 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d'aeronef et son procede de fabrication
WO2021152251A1 (fr) 2020-01-29 2021-08-05 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d'aeronef et son procede de fabrication
FR3106612A1 (fr) 2020-01-29 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine d’aeronef et son procede de fabrication
FR3127014A1 (fr) 2021-09-15 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter pour une turbomachine d’aeronef
WO2023041872A1 (fr) 2021-09-15 2023-03-23 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'un carter pour une turbomachine d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
US9863270B2 (en) 2018-01-09
WO2014068261A1 (fr) 2014-05-08
CN104769233A (zh) 2015-07-08
US20150267555A1 (en) 2015-09-24
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GB2521575A (en) 2015-06-24
GB201507129D0 (en) 2015-06-10
FR2997726B1 (fr) 2018-03-02
GB2521575B (en) 2016-06-29

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