FR3038351B1 - BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE - Google Patents

BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE Download PDF

Info

Publication number
FR3038351B1
FR3038351B1 FR1556160A FR1556160A FR3038351B1 FR 3038351 B1 FR3038351 B1 FR 3038351B1 FR 1556160 A FR1556160 A FR 1556160A FR 1556160 A FR1556160 A FR 1556160A FR 3038351 B1 FR3038351 B1 FR 3038351B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
end portion
ferrule
rectifier
blades
shell
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
FR1556160A
Other languages
French (fr)
Other versions
FR3038351A1 (en
Inventor
Goran Durdevic
Lucien Eugene Bretonney Jean-Francois
Philippe Guy Onfray Remi
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
SNECMA SAS
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 SAS, SNECMA SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1556160A priority Critical patent/FR3038351B1/en
Publication of FR3038351A1 publication Critical patent/FR3038351A1/en
Application granted granted Critical
Publication of FR3038351B1 publication Critical patent/FR3038351B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/083—Sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

L'invention concerne un redresseur de soufflante (30) pour turbomachine à double flux comprenant : - une pluralité d'aubes (31) démontables comprenant un corps principal allongé (32) aux extrémités duquel sont agencées une première partie d'extrémité (33) et une deuxième partie d'extrémité (34), - une virole (36) annulaire comprenant des ouvertures (39) accueillant chacune la deuxième partie d'extrémité (34) d'une aube (31), une surface extérieure (37) agencée en regard de la première partie d'extrémité (37) des aubes (31) et une surface intérieure (38) disposée à l'opposé de la surface extérieure (37), - un élément d'étanchéité (40) formant une bande (41) placée contre la virole (36), ladite bande (41) étant pourvue d'au moins une ouverture (42) disposée en regard d'une ouverture (39) de la virole (36) et accueillant la deuxième partie d'extrémité (34) d'une aube (31) sans jeu entre l'élément d'étanchéité (40) et l'aubes (31), la bande (41) étant placée contre la surface intérieure (38) de la virole (36), de sorte à limiter les perturbations du flux de gaz s'écoulant le long de la surface extérieure (37) de la virole (36), lorsque le redresseur de soufflante (30) est monté dans la turbomachine.The invention relates to a blower rectifier (30) for a turbomachine comprising: - a plurality of removable blades (31) comprising an elongate main body (32) at the ends of which are arranged a first end portion (33) and a second end portion (34), - an annular shell (36) comprising openings (39) each receiving the second end portion (34) of a blade (31), an outer surface (37) arranged facing the first end portion (37) of the blades (31) and an inner surface (38) disposed opposite the outer surface (37), - a sealing member (40) forming a strip ( 41) placed against the shell (36), said strip (41) being provided with at least one opening (42) disposed opposite an opening (39) of the ferrule (36) and accommodating the second end portion (34) a blade (31) without clearance between the sealing member (40) and the blades (31), the strip (41) placed so against the inner surface (38) of the ferrule (36), so as to limit the disturbances of the flow of gas flowing along the outer surface (37) of the shell (36), when the fan rectifier (30) is mounted in the turbomachine.

Description

DOMAINE TECHNIQUE GENERAL L’invention concerne le domaine des redresseurs de soufflante de turbomachine. Plus précisément, l’invention concerne un redresseur de soufflante de turbomachine comprenant des aubes démontables.GENERAL TECHNICAL FIELD The invention relates to the field of turbomachine fan rectifiers. More specifically, the invention relates to a turbomachine fan rectifier comprising removable blades.

ETAT DE L’ARTSTATE OF THE ART

La figure 1 illustre un exemple connu de turbomachine à double flux 1. La turbomachine à double flux 1 comprend une manche d’air 2 par laquelle un flux de gaz pénètre dans la turbomachine et dans laquelle le flux de gaz traverse une soufflante 3. En aval de la soufflante 3, le flux de gaz se sépare en un flux de gaz primaire s’écoulant dans une veine primaire 4 et un flux de gaz secondaire s’écoulant dans une veine secondaire 5 entourant la veine primaire 4. Dans la veine primaire 4, le flux primaire traverse, d’amont en aval, un compresseur basse pression 6, un compresseur haute pression 7, une chambre de combustion 8, une turbine haute pression 9 une turbine basse pression 10, et un carter d’échappement 11 des gaz auquel est reliée une tuyère d’échappement (non représentée). Dans la veine secondaire 5, le flux secondaire traverse un redresseur de soufflante 12, puis vient se mélanger au flux primaire au niveau de la tuyère d’échappement. Le redresseur de soufflante (ou « Outlet Guide Vane » selon la terminologie anglo-saxonne) a pour fonction de redresser le flux tourbillonnaire généré par la soufflante situé en amont, afin de créer un flux axial.FIG. 1 illustrates a known example of a turbomachine with a double flow 1. The turbomachine with a double flow comprises an air shaft 2 through which a flow of gas enters the turbomachine and in which the flow of gas passes through a fan 3. downstream of the blower 3, the flow of gas separates into a flow of primary gas flowing in a primary vein 4 and a flow of secondary gas flowing in a secondary vein 5 surrounding the primary vein 4. In the primary vein 4, the primary flow passes, from upstream to downstream, a low pressure compressor 6, a high pressure compressor 7, a combustion chamber 8, a high pressure turbine 9 a low pressure turbine 10, and an exhaust casing 11 gas to which is connected an exhaust nozzle (not shown). In the secondary vein 5, the secondary flow passes through a fan rectifier 12 and then mixes with the primary flow at the exhaust nozzle. The fan rectifier (or "Outlet Guide Vane" according to the English terminology) has the function of straightening the swirling flow generated by the fan located upstream, to create an axial flow.

Le redresseur de soufflante 12 est illustré plus en détail à la figure 2. II comprend une pluralité d’aubes 13 démontables individuellement et présentant chacune un corps principal 14 aux extrémités duquel sont agencées une première partie d’extrémité 15 fixée de manière réversible à un carter extérieur (non représenté) et une deuxième partie d’extrémité 16 formant une plateforme.The fan straightener 12 is illustrated in greater detail in FIG. 2. It comprises a plurality of individually removable blades 13 each having a main body 14 at the ends of which are arranged a first end portion 15 reversibly fixed to a outer casing (not shown) and a second end portion 16 forming a platform.

Le redresseur de soufflante 12 comprend en outre une virole 17 annulaire s’étendant autour de l’axe de la turbomachine et entourée par le carter extérieur. La virole 17 et le carter extérieur définissent la veine secondaire 5. La virole 17 présente des ouvertures 18 ménagées sur toute la circonférence de la virole 17 et configurées pour recevoir la deuxième partie d’extrémité 16 de chacune des aubes 13.The fan rectifier 12 further comprises an annular ring 17 extending around the axis of the turbomachine and surrounded by the outer casing. The ferrule 17 and the outer casing define the secondary vein 5. The ferrule 17 has openings 18 formed around the entire circumference of the shell 17 and configured to receive the second end portion 16 of each of the vanes 13.

Un joint en matière plastique 19 est généralement interposé entre chacune des aubes 13 et les bords de l’ouverture 18 qui leur est associée, de sorte à éviter l’usure de contact entre les aubes 13 et la virole 17 et à assurer l’étanchéité entre l’intérieur et l’extérieur de la virole 17. Pour cela, des joints 19 sous forme de bande individuelle sont placés contre la surface extérieure 20 de la virole 17, sur toute la circonférence de la virole 17. Les joints 19 présentent chacun une ouverture 21 de forme complémentaire avec la deuxième partie d’extrémité 16 des aubes 13 et une nervure 22 épousant le bord de l’ouverture 21 qui est insérée dans les ouvertures 18 de la virole 17 de sorte à s’interposer entre la deuxième partie d’extrémité 16 des aubes 13 et les ouvertures 18 de la virole 17. Les nervures 22 sont de plus grandes dimensions que les ouvertures 18 de la virole 17, de sorte à permettre un emboîtement élastique des joints 19 dans les ouvertures 18.A plastic gasket 19 is generally interposed between each of the blades 13 and the edges of the opening 18 which is associated with them, so as to avoid the wear of contact between the blades 13 and the shell 17 and to ensure the tightness between the inside and the outside of the shell 17. For this, joints 19 in the form of individual strip are placed against the outer surface 20 of the shell 17, over the entire circumference of the shell 17. The seals 19 each present an opening 21 of complementary shape with the second end portion 16 of the blades 13 and a rib 22 conforming to the edge of the opening 21 which is inserted into the openings 18 of the shell 17 so as to be interposed between the second part 16 of the blades 13 and the openings 18 of the shell 17. The ribs 22 are larger than the openings 18 of the shell 17, so as to allow an elastic interlocking of the joints 19 in the openings 18.

Une telle configuration du redresseur de soufflante 12 permet de monter et de démonter les aubes 13 individuellement, lorsque la turbomachine 1 est installée dans un aéronef. Les aubes 13 étant soumises aux impacts de corps étrangers dans le flux de gaz, le fait qu’elles puissent être montées/démontées individuellement est particulièrement avantageux.Such a configuration of the fan rectifier 12 makes it possible to mount and dismount the blades 13 individually, when the turbomachine 1 is installed in an aircraft. The blades 13 being subjected to the impacts of foreign bodies in the gas flow, the fact that they can be mounted / disassembled individually is particularly advantageous.

Le montage et le démontage des aubes 13 se fait ainsi par l’extérieur de la virole 17. Cela est préférable dans la mesure où de cette manière les aubes 13 peuvent être remplacées sans retour de la turbomachine 1 à l’atelier.The assembling and disassembly of the blades 13 is thus done by the outside of the shell 17. This is preferable in that in this way the blades 13 can be replaced without return of the turbine engine 1 to the workshop.

Cependant, dans une telle configuration du redresseur de soufflante 12, les joints 19 ne sont jamais parfaitement alignés entre eux ce qui crée des irrégularités de surface, des ressauts qui perturbent l’écoulement des gaz dans la veine secondaire 5, diminuant de ce fait les performances aérodynamiques de la turbomachine 1.However, in such a configuration of the fan rectifier 12, the joints 19 are never perfectly aligned with each other, which creates surface irregularities, projections which disturb the flow of gases in the secondary vein 5, thereby reducing the aerodynamic performance of the turbomachine 1.

Il existe donc un besoin d’améliorer la géométrie de surface de la veine secondaire 5.There is therefore a need to improve the surface geometry of the secondary vein 5.

PRESENTATION DE L'INVENTIONPRESENTATION OF THE INVENTION

La présente invention répond à ce besoin en proposant un redresseur de soufflante pour turbomachine dans lequel l’élément assurant l’étanchéité entre l’intérieur et l’extérieur de la virole et empêchant le contact entre les aubes et la virole est placé à l’intérieur dé 1a virole, de sorte qu’il ne risque pas de perturber le flux de gaz s’écoulant à l’extérieur de la virole, lorsque le redresseur de soufflante est installé dans la turbomachine.The present invention responds to this need by proposing a turbomachine fan rectifier in which the element ensuring the seal between the inside and the outside of the ferrule and preventing the contact between the blades and the shell is placed at 1 inside the ferrule, so that it does not risk disturbing the flow of gas flowing outside the ferrule, when the fan rectifier is installed in the turbomachine.

Plus précisément, la présente invention a pour objet un redresseur de soufflante pour turbomachine à double flux comprenant : - une pluralité d’aubes démontables comprenant un corps principal allongé aux extrémités duquel sont agencées une première partie d’extrémité et une deuxième partie d’extrémité, - une virole annulaire comprenant des ouvertures accueillant chacune la deuxième partie d’extrémité d’une aube, une surface extérieure agencée en regard de la première partie d’extrémité des aubes et une surface intérieure disposée à l’opposé de la surface extérieure, - au moins une bande formant un élément d’étanchéité, placée contre la virole, ladite bande étant pourvue d’au moins une ouverture disposée en regard d’une ouverture de la virole et accueillant la deuxième partie d’extrémité d’une aube sans jeu entre l’élément d’étanchéité et l’aube, la bande étant placée contre la surface intérieure de la virole, de sorte à limiter les perturbations du flux de gaz s’écoulant le long de la surface extérieure de la virole, lorsque le redresseur de · soufflante est monté dans la turbomachine.More specifically, the subject of the present invention is a blower rectifier for a turbomachine with a double flow comprising: a plurality of removable blades comprising an elongated main body at the ends of which are arranged a first end portion and a second end portion; an annular shroud comprising openings each accommodating the second end portion of a blade, an outer surface arranged facing the first end part of the blades and an inner surface disposed opposite the outer surface, at least one band forming a sealing element, placed against the ferrule, said band being provided with at least one opening disposed facing an opening of the ferrule and accommodating the second end portion of a blade without clearance between the sealing element and the blade, the strip being placed against the inner surface of the shell, so as to limit the disturbances of the flow of gas flowing along the outer surface of the shell, when the blower rectifier is mounted in the turbomachine.

Avantageusement, la deuxième partie d’extrémité d’une aube est accueillie avec un jeu entre elle et le bord de l’ouverturecorrespondante de la virole.Advantageously, the second end portion of a blade is received with a game between it and the edge of the corresponding opening of the ferrule.

Avantageusement, plusieurs bandes successives forment l’élément d’étanchéité, les bandes étant placées côte à côte de sorte à former un anneau s’étendant sur toute la circonférence de la virole. Préférentiellement, chaque bande est pourvue de plusieurs ouvertures de sorte que chaque bande est associée à plusieurs aubes.Advantageously, several successive bands form the sealing element, the strips being placed side by side so as to form a ring extending over the entire circumference of the ferrule. Preferably, each band is provided with several openings so that each band is associated with several blades.

Avantageusement, la surface intérieure de la virole présente une gorge annulaire dans laquelle sont logées la ou les bandes.Advantageously, the inner surface of the shell has an annular groove in which are housed the band or bands.

Avantageusement, la deuxième partie d’extrémité d’au moins une aube est munie d’un chanfrein facilitant l’insertion de la deuxième partie d’extrémité à travers l’ouverture correspondante de la virole.Advantageously, the second end portion of at least one blade is provided with a chamfer facilitating the insertion of the second end portion through the corresponding opening of the ferrule.

Avantageusement, la ou les bandes présentent une face placée contre la surface intérieure de la virole et fixée à celle-ci par l’intermédiaire d’un revêtement adhésif.Advantageously, the band or strips have a face placed against the inner surface of the ferrule and attached thereto by means of an adhesive coating.

Avantageusement, la ou les bandes sont formées par injection d’un matériau plastique contre la surface intérieure de la virole.Advantageously, the band or bands are formed by injection of a plastic material against the inner surface of the ferrule.

Avantageusement, l’élément d’étanchéité comprend un élastomère, de préférence du silicone. L’invention a également pour objet une turbomachine à double flux comprenant un redresseur de soufflante tel que précédemment décrit. L’invention a également pour objet un aéronef comprenant une turbomachine à double flux telle que précédemment décrite.Advantageously, the sealing element comprises an elastomer, preferably silicone. The invention also relates to a turbomachine with a dual stream comprising a fan rectifier as previously described. The invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine with a double flow as previously described.

PRESENTATION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et en regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatif et sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique, en coupe et partielle, d’un exemple connu de turbomachine à double flux ; - la figure 2 est une vue en perspective, partielle et éclatée, du redresseur de soufflante de la turbomachine illustrée à la figure 1 ; - la figure 3 est une vue en perspective, partielle, d’un redresseur de soufflante selon un mode de réalisation de l’invention ; - la figure 4 est une vue en coupe d’un détail du redresseur de soufflante illustré à la figure 3 ; - la figure 5 est une vue de perspective d’un élément d’étanchéité selon un mode de réalisation de l’invention ; - la figure 6 est une vue en coupe, partielle, du redresseur de soufflante illustré à la figure 3, lors de son montage ; - les figures 7a et 7b illustrent des vues en coupe, partielle, d’un redresseur de soufflante selon un autre mode de réalisation que celui représenté à la figure 3, lors de son montage.PRESENTATION OF THE FIGURES Other characteristics, objects and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, and with reference to the appended drawings given by way of non-limiting example and in which: FIG. a schematic view, in section and in part, of a known example of a turbomachine with a double flow; FIG. 2 is a perspective view, partial and exploded, of the fan stator of the turbomachine illustrated in FIG. 1; FIG. 3 is a partial perspective view of a fan rectifier according to one embodiment of the invention; FIG. 4 is a sectional view of a detail of the fan rectifier illustrated in FIG. 3; FIG. 5 is a perspective view of a sealing element according to one embodiment of the invention; - Figure 6 is a partial sectional view of the fan rectifier illustrated in Figure 3, during its assembly; - Figures 7a and 7b illustrate partial sectional views of a fan rectifier according to another embodiment than that shown in Figure 3, during its assembly.

DESCRIPTION DETAILLEEDETAILED DESCRIPTION

La figure 3 montre un redresseur de soufflante 30 pour une turbomachine à double flux (non représentée) selon un mode de réalisation de l’invention.FIG. 3 shows a fan rectifier 30 for a turbofan engine (not shown) according to one embodiment of the invention.

Le redresseur de soufflante 30 comprend une pluralité d’aubes 31 démontables individuellement. Les aubes 31 présentent chacune un corps principal allongé 32 aux extrémités duquel sont agencées une première partie d’extrémité 33 et une deuxième partie d’extrémité 34 (figure 4).The fan rectifier 30 comprises a plurality of individually removable blades 31. The blades 31 each have an elongated main body 32 at the ends of which are arranged a first end portion 33 and a second end portion 34 (Figure 4).

La première partie d’extrémité 33 est destinée à être fixée de manière réversible à un carter extérieur (non représenté) de la turbomachine. Pour cela, la première partie d’extrémité 33 présente la forme d’une plateforme s’étendant globalement perpendiculairement à la direction longitudinale de l’aube 31. Des orifices 35 adaptés pour recevoir des éléments de fixation de type mâle (non représentés), par exemple des vis, sont en outre ménagés dans la première partie d’extrémité 33. De cette manière, les aubes 31 sont démontables par rapport au carter extérieur.The first end portion 33 is intended to be reversibly fixed to an outer casing (not shown) of the turbomachine. For this, the first end portion 33 has the shape of a platform extending generally perpendicular to the longitudinal direction of the blade 31. Orifices 35 adapted to receive male-type fastening elements (not shown), for example screws, are further provided in the first end portion 33. In this way, the blades 31 are removable with respect to the outer casing.

Le redresseur de soufflante 30 comprend en outre une virole 36 annulaire destinée à s’étendre dans l’axe longitudinal de la turbomachine. Lorsque le redresseur de soufflante 30 est installé dans la turbomachine, la virole 36 est entourée par le carter extérieur et ils définissent entre eux la veine secondaire de la turbomachine à double flux. La virole 36 présente une surface extérieure 37 agencée en regard de la première partie d’extrémité 33 des aubes 31 - et du carter extérieur lorsque le redresseur de soufflante 30 est installé dans la turbomachine - et une surface intérieure 38 disposée à l’opposé de la surface extérieure 37.The fan rectifier 30 further comprises an annular ferrule 36 intended to extend in the longitudinal axis of the turbomachine. When the fan rectifier 30 is installed in the turbomachine, the ferrule 36 is surrounded by the outer casing and they define between them the secondary vein of the turbomachine with a double flow. The ferrule 36 has an outer surface 37 arranged facing the first end portion 33 of the blades 31 - and the outer casing when the fan rectifier 30 is installed in the turbomachine - and an inner surface 38 arranged opposite the the outer surface 37.

La virole 36 comprend des ouvertures 39 ménagées à intervalle régulier sur toute sa circonférence. Les ouvertures 39 accueillent la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31. Les ouvertures 39 sont de forme complémentaire avec la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31. Toutefois, les ouvertures 39 sont de plus grandes dimensions que la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 de sorte à assurer un jeu 40 entre la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 et le bord des ouvertures 39 de la virole 36 comme cela est illustré à la figure 4.The ferrule 36 comprises openings 39 formed at regular intervals along its circumference. The openings 39 receive the second end portion 34 of the blades 31. The openings 39 are of complementary shape with the second end portion 34 of the blades 31. However, the openings 39 are larger than the second portion of end 34 of the blades 31 so as to ensure a clearance 40 between the second end portion 34 of the blades 31 and the edge of the openings 39 of the ferrule 36 as shown in Figure 4.

Le redresseur de soufflante 30 comprend un élément d’étanchéité 41 comprenant une bande 41 placée contre la surface intérieure 38 de la virole 36. La bande 41 est pourvue d’ouvertures 42 disposées en regard des ouvertures 39 de la virole 36 et accueillant la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 sans jeu entre l’élément d’étanchéité 41 et les aubes 31. Toutefois, les ouvertures 42 sont de forme complémentaire avec la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31. Les ouvertures 42 sont de dimensions sensiblement égales ou inférieures à la section transversale des aubes 31, de sorte à assurer un montage sans jeu entre l’élément d’étanchéité 41 et les aubes 31 comme cela est illustré à la figure 4.The fan rectifier 30 comprises a sealing element 41 comprising a band 41 placed against the inner surface 38 of the ferrule 36. The band 41 is provided with openings 42 arranged facing the openings 39 of the shell 36 and accommodating the second end portion 34 of the blades 31 without clearance between the sealing member 41 and the blades 31. However, the openings 42 are of complementary shape with the second end portion 34 of the blades 31. The openings 42 are of dimensions substantially equal to or smaller than the cross section of the blades 31, so as to ensure a clearance-free fit between the sealing member 41 and the blades 31 as shown in FIG. 4.

De cette manière, l’élément d’étanchéité 41 assure le maintien de la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 à l’intérieur de la virole 36, empêche un contact direct entre les aubes 31 et la virole 36 et amortit les vibrations des aubes 31. L’élément d’étanchéité 41 permet en outre de s’assurer de l’étanchéité entre l’extérieur (la veine secondaire) et l’intérieur de la virole 36. Par ailleurs, les aubes 31 sont démontables par rapport à la virole 36.In this way, the sealing element 41 maintains the second end portion 34 of the blades 31 inside the shell 36, prevents direct contact between the blades 31 and the shell 36 and dampens the vibrations. 31. The sealing element 41 further makes it possible to ensure the seal between the outside (the secondary vein) and the inside of the shell 36. Moreover, the blades 31 are removable relative to each other. to the ferrule 36.

En outre, la veine secondaire est formée par la virole 36 elle-même, notamment par sa surface extérieure 37, qui est usinée suivant une forme de révolution régulière. Le flux de gaz s’écoulant dans la veine secondaire n’est donc plus perturbé par les irrégularités de surface causés par les joints qui étaient présentent dans l’art antérieur et les performances aérodynamiques de la turbomachine s’en trouvent améliorées. L’élément d’étanchéité comprend par exemple une unique bande 41 annulaire s’étendant sur toute la circonférence de la virole 36. Alternativement, l’élément d’étanchéité comprend plusieurs bandes 41 successives placées côté à côte de sorte à former un anneau s’étendant sur toute la circonférence de la virole 36 (figure 5). Cela permet notamment de limiter les écarts de centrage entre les ouvertures 42 de l’élément d’étanchéité et les ouvertures 39 de la virole 36. Préférentiellement, chaque bande 41 est pourvue de plusieurs ouvertures 42 de sorte que chaque bande 41 est associée à plusieurs aubes 31. Cela permet de faciliter et d’accélérer le montage de l’élément d’étanchéité 41.In addition, the secondary vein is formed by the ferrule 36 itself, in particular by its outer surface 37, which is machined in a regular form of revolution. The flow of gas flowing in the secondary vein is no longer disturbed by the surface irregularities caused by the seals which were present in the prior art and the aerodynamic performance of the turbomachine is improved. The sealing element comprises for example a single annular band 41 extending over the entire circumference of the ferrule 36. Alternatively, the sealing element comprises several successive strips 41 placed side by side so as to form a ring. extending over the entire circumference of the ferrule 36 (FIG. 5). This makes it possible in particular to limit the differences in centering between the openings 42 of the sealing element and the openings 39 of the ferrule 36. Preferably, each band 41 is provided with several openings 42 so that each band 41 is associated with several This makes it possible to facilitate and speed up the mounting of the sealing element 41.

Avantageusement, la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 est munie d’un chanfrein 43 de sorte à éviter que la deuxième partie d’extrémité 34 des aubes 31 ne détériore l’élément d’étanchéité 41 lors de son insertion dans une ouverture 42 de l’élément d’étanchéité 41.Advantageously, the second end portion 34 of the blades 31 is provided with a chamfer 43 so as to prevent the second end portion 34 of the blades 31 from deteriorating the sealing element 41 when it is inserted into an opening 42 of the sealing element 41.

Avantageusement, la surface intérieure 38 de la virole 36 comprend une gorge annulaire 44 dans laquelle sont logés la ou les bandes 41.Advantageously, the inner surface 38 of the ferrule 36 comprises an annular groove 44 in which the one or more strips 41 are housed.

Dans l’exemple illustré à la figure 3, la ou les bandes 41 de l’élément d’étanchéité présentent une face 45 placée contre la surface intérieure 38 de la virole 36 et fixée à celle-ci par l’intermédiaire d’un revêtement adhésif 46. Le matériau de la ou les bandes 41 peut comprendre un élastomère. L’élément d’étanchéité est par exemple monté comme suit : - un poignard de centrage 50 est placé dans chacune des ouvertures 39 de la virole 36 en regard desquelles on souhaite placer la bande 41 ; - les ouvertures 42 de la bande 41 sont enfilées sur les poignards de centrage 50 de sorte que la face 45 sur laquelle le revêtement adhésif 46 a été préalablement appliqué soit disposée en regard de la surface intérieure 38 de la virole 36. Les poignards de centrage 50 permettent ainsi d’assurer le centrage des ouvertures 39 et 42 l’une par rapport à l’autre ; - la face 45 est plaquée contre la surface intérieure 38 de la virole 36, de sorte à coller la bande 41 à la surface intérieure 38 de la virole 36 comme cela est illustré à la figure 6 ; - les poignards de centrage 50 sont retirés ; et - les aubes 31 sont insérées dans les ouvertures 39, 42 correspondantes de la virole 36 et de la bande 41.In the example illustrated in FIG. 3, the band or strips 41 of the sealing element have a face 45 placed against the inner surface 38 of the ferrule 36 and fastened thereto by means of a coating. adhesive 46. The material of the strip or strips 41 may comprise an elastomer. The sealing element is for example mounted as follows: - a centering dagger 50 is placed in each of the openings 39 of the shell 36 opposite which it is desired to place the band 41; - The openings 42 of the band 41 are threaded on the centering daggers 50 so that the face 45 on which the adhesive coating 46 has been previously applied is arranged facing the inner surface 38 of the shell 36. The centering daggers 50 and make it possible to ensure the centering of the openings 39 and 42 with respect to each other; - The face 45 is pressed against the inner surface 38 of the ferrule 36, so as to stick the band 41 to the inner surface 38 of the ferrule 36 as shown in Figure 6; centering daggers 50 are removed; and the blades 31 are inserted into the corresponding apertures 39, 42 of the ferrule 36 and of the band 41.

Dans la variante illustrée aux figures 7a et 7b, la ou les bandes 41 sont formées par injection d’un matériau élastomère contre la surface intérieure 38 de la virole 36. Pour cela, la virole 36 comprend un évidement en forme de gorge annulaire 44, l’évidement étant ouvert du côté de la surface intérieure 38. Dans ce mode de réalisation, la ou les bandes 41 sont formées à partir de silicone, par exemple à partir de silicone RTV (de la terminologie anglo-saxonne « Room Température Vulcanization ») ou vulcanisable à froid. De préférence, une bande 41 unique est formée par injection sur toute la circonférence de la virole 36. L’élément d’étanchéité est par exemple appliqué comme suit : - un outil 60 est positionné contre la surface intérieure 38 de la virole 36 de sorte que des ouvertures 61 ménagées dans l’outil 60 soient positionnées en regard des ouvertures 39 de la virole 36. L’outil 60 permet ainsi d’isoler la gorge annulaire 44 de la surface intérieure 38 de la virole 36 ; - un poignard de centrage 50 est placé dans les ouvertures 39 de la virole 36 en regard desquelles on souhaite placer la bande 41 et dans les ouvertures 61 correspondantes de l’outil 60. La gorge annulaire 44, les poignards de centrage 50 et l’outil 60 délimitent ainsi un espace d’injection 62 comme cela est illustré à la figure 7a ; - la bande 41 est formée par injection d’un matériau élastomère dans l’espace d’injection 62, le poignard de centrage 50 assurant la formation des ouvertures 42 dans la bande 41 (figure 7b) ; - les poignards de centrage 50 et l’outil 60 sont retirés ; - les aubes 31 sont insérées dans les ouvertures 39, 42 correspondantes de la virole 36 et de la bande 41.In the variant illustrated in FIGS. 7a and 7b, the band or strips 41 are formed by injecting an elastomeric material against the inner surface 38 of the ferrule 36. For this purpose, the ferrule 36 comprises an annular groove recess 44, the recess being open on the side of the inner surface 38. In this embodiment, the band or strips 41 are formed from silicone, for example from RTV silicone ("room temperature vulcanization" terminology). ) or cold vulcanizable. Preferably, a single band 41 is formed by injection over the entire circumference of the ferrule 36. The sealing element is for example applied as follows: - a tool 60 is positioned against the inner surface 38 of the ferrule 36 so that openings 61 formed in the tool 60 are positioned opposite the openings 39 of the ferrule 36. The tool 60 thus makes it possible to isolate the annular groove 44 from the inner surface 38 of the ferrule 36; - A centering dagger 50 is placed in the openings 39 of the ferrule 36 opposite which it is desired to place the band 41 and in the corresponding openings 61 of the tool 60. The annular groove 44, the centering daggers 50 and the tool 60 and define an injection space 62 as shown in Figure 7a; the band 41 is formed by injecting an elastomeric material into the injection space 62, the centering dagger 50 ensuring the formation of the openings 42 in the band 41 (FIG. 7b); the centering daggers 50 and the tool 60 are removed; the blades 31 are inserted into the corresponding openings 39, 42 of the ferrule 36 and of the band 41.

Selon cette variante, les poignards de centrage 50 présentent des dimensions transversales adaptées pour former les ouvertures 42 de la ou des bandes 41 et assurer un contact sans jeu entre la ou les bandes 41 et les aubes 31.According to this variant, the centering daggers 50 have transverse dimensions adapted to form the openings 42 of the band or strips 41 and ensure a play-free contact between the band or bands 41 and the blades 31.

La présente invention est aussi bien applicable à des aubes 31 formées à partir d’un matériau métallique que d’un matériau composite.The present invention is equally applicable to blades 31 formed from a metallic material that a composite material.

Le redresseur de soufflante 30 proposé a pour avantage de présenter un élément d’étanchéité 41 placé à l’intérieur de la virole 36, ce qui évite de perturber le flux de gaz s’écoulant dans la veine secondaire formée entre la surface extérieure 37 de la virole 36 et le carter extérieur, lorsque le redresseur de soufflante 30 est installé dans la turbomachine. Les performances aérodynamiques de la turbomachine sont améliorées.The proposed fan stator 30 has the advantage of having a sealing element 41 placed inside the ferrule 36, which avoids disturbing the flow of gas flowing in the secondary vein formed between the outer surface 37 of the shell 36 and the outer casing, when the fan rectifier 30 is installed in the turbomachine. The aerodynamic performance of the turbomachine is improved.

Claims (9)

REVENDICATIONS 1. Redresseur de soufflante (30) pour turbomachine à double flux comprenant : - une pluralité d’aubes (31) démontables comprenant un corps principal allongé (32) aux extrémités duquel sont agencées une première partie d’extrémité (33) et une deuxième partie d’extrémité (34), - une virole (36) annulaire comprenant des ouvertures (39) accueillant chacune la deuxième partie d’extrémité (34) d’une aube (31), une surface extérieure (37) agencée en regard de la première partie d’extrémité (33) des aubes (31) et une surface intérieure (38) disposée à l’opposé de la surface extérieure (37), - au moins une bande (41) formant un élément d’étanchéité, placée contre la virole (36), ladite bande (41) étant pourvue d’au moins une ouverture (42) disposée en regard d’une ouverture (39) de la virole (36) et accueillant la deuxième partie d’extrémité (34) d’une aube (31) sans jeu entre l’élément d’étanchéité (41) et l’aube (31), le redresseur de soufflante (30) étant caractérisé en ce que la bande (41) est placée contre la surface intérieure (38) de la virole (36), de sorte à limiter les perturbations du flux de gaz s’écoulant le long de la surface extérieure (37) de la virole (36), lorsque le redresseur de soufflante (30) est monté dans la turbomachine et en ce que la surface intérieure (38) de la virole (36) présente une gorge annulaire (44) dans laquelle sont logées la ou les bandes (41).A fan rectifier (30) for a turbomachine comprising: a plurality of removable blades (31) comprising an elongated main body (32) at the ends of which are arranged a first end portion (33) and a second end portion (34), - an annular ferrule (36) comprising openings (39) each accommodating the second end portion (34) of a blade (31), an outer surface (37) arranged opposite the first end portion (33) of the blades (31) and an inner surface (38) disposed opposite the outer surface (37), - at least one strip (41) forming a sealing member, placed against the shell (36), said strip (41) being provided with at least one opening (42) disposed opposite an opening (39) of the ferrule (36) and accommodating the second end portion (34) a blade (31) without clearance between the sealing element (41) and the blade (31), the fan rectifier (30) being characterized in that the strip (41) is placed against the inner surface (38) of the ferrule (36), so as to limit disturbances of the flow of gas flowing along the surface outside (37) of the shell (36), when the fan rectifier (30) is mounted in the turbomachine and in that the inner surface (38) of the shell (36) has an annular groove (44) in which are housed the band or strips (41). 2. Redresseur de soufflante selon la revendication 1, dans lequel la deuxième partie d’extrémité (34) d’une aube (31) est accueillie avec un jeu (40) entre elle et le bord de l’ouverture (39) correspondante de la virole (36).The blower rectifier according to claim 1, wherein the second end portion (34) of a blade (31) is accommodated with a clearance (40) between it and the edge of the corresponding opening (39) of the ferrule (36). 3. Redresseur de soufflante selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel plusieurs bandes (41) successives forment l’élément d’étanchéité, les bandes étant placées côte à côte de sorte à former un anneau s’étendant sur toute la circonférence de la virole (36).The blower rectifier according to claim 1 or claim 2, wherein a plurality of successive strips (41) form the sealing member, the strips being placed side by side so as to form a circumferentially extending ring. of the ferrule (36). 4. Redresseur de soufflante selon la revendication 3, dans lequel chaque bande (41) est pourvue de plusieurs ouvertures (42) de sorte que chaque bande (41) est associée à plusieurs aubes (31).Blower rectifier according to claim 3, wherein each strip (41) is provided with a plurality of openings (42) so that each strip (41) is associated with a plurality of vanes (31). 5. Redresseur de soufflante (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la deuxième partie d’extrémité (34) d’au moins une aube (31) est munie d’un chanfrein (43) facilitant l’insertion de la deuxième partie d’extrémité (34) à travers l’ouverture (39) correspondante de la virole (36).Blower rectifier (30) according to any one of claims 1 to 4, wherein the second end portion (34) of at least one blade (31) is provided with a chamfer (43) facilitating inserting the second end portion (34) through the corresponding aperture (39) of the ferrule (36). 6. Redresseur de soufflante (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la ou les bandes (41) présentent une face (45) placée contre la surface intérieure (38) de la virole (36) et fixée à celle-ci par l’intermédiaire d’un revêtement adhésif (46).Blower rectifier (30) according to any one of claims 1 to 5, wherein the strip or strips (41) have a face (45) placed against the inner surface (38) of the shell (36) and fixed to it via an adhesive coating (46). 7. Redresseur de soufflante (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel la ou les bandes (41) sont formées par injection d’un matériau plastique contre la surface intérieure (38) de la virole (36).The blower rectifier (30) according to any one of claims 1 to 5, wherein the one or more strips (41) are formed by injecting a plastic material against the inner surface (38) of the ferrule (36). . 8. Redresseur de soufflante (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’élément d’étanchéité (41) comprend un élastomère, de préférence du silicone.The blower rectifier (30) according to any one of claims 1 to 6, wherein the sealing member (41) comprises an elastomer, preferably silicone. 9. Turbomachine à double flux comprenant un redresseur de soufflante (30) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.9. A double flow turbomachine comprising a blower rectifier (30) according to any one of claims 1 to 8.
FR1556160A 2015-06-30 2015-06-30 BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE Active FR3038351B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1556160A FR3038351B1 (en) 2015-06-30 2015-06-30 BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1556160 2015-06-30
FR1556160A FR3038351B1 (en) 2015-06-30 2015-06-30 BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3038351A1 FR3038351A1 (en) 2017-01-06
FR3038351B1 true FR3038351B1 (en) 2019-07-19

Family

ID=54478142

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1556160A Active FR3038351B1 (en) 2015-06-30 2015-06-30 BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3038351B1 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3069012B1 (en) * 2017-07-13 2019-08-30 Safran Aircraft Engines FIXED TURBINE DAWN, PROVIDED WITH A STATOR-FIXED PLATFORM
FR3070422B1 (en) 2017-08-22 2021-07-23 Safran Aircraft Engines DAGGER ATTACHMENT WITH STRAIGHTENER VANE SEAL
FR3070423B1 (en) * 2017-08-22 2019-09-13 Safran Aircraft Engines DAGGER ATTACHMENT WITH SEAL AND SPRING OF A DRAWER
US10619498B2 (en) 2017-09-06 2020-04-14 United Technologies Corporation Fan exit stator assembly
FR3084106B1 (en) * 2018-07-23 2022-06-24 Safran Aircraft Engines LOW PRESSURE DISTRIBUTOR WITH SLIDING BLADES

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4452564A (en) * 1981-11-09 1984-06-05 The Garrett Corporation Stator vane assembly and associated methods
FR2856749B1 (en) * 2003-06-30 2005-09-23 Snecma Moteurs AERONAUTICAL MOTOR COMPRESSOR RECTIFIER WITH AUBES COLLEES
FR2906296A1 (en) * 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa DEVICE FOR FASTENING A FIXED BLADE IN AN ANNULAR CASE FOR TURBOMACHINE, TURBOREACTOR INCORPORATING THE DEVICE AND METHOD FOR MOUNTING THE BLADE.
FR2989130B1 (en) * 2012-04-05 2014-03-28 Snecma COMPRESSOR RECTIFIER STAGE FOR A TURBOMACHINE

Also Published As

Publication number Publication date
FR3038351A1 (en) 2017-01-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3038351B1 (en) BLOWER RECTIFIER FOR DOUBLE FLOW TURBOMACHINE
EP1455055B1 (en) Turbomachine with cooled shroud segments
EP0967364B1 (en) Stator ring for the high-pressure turbine of a turbomachine
EP1972756B1 (en) Inter-turbine casing with cooling circuit and jet engine comprising same
EP2096266B1 (en) Nozzle-synchronising ring assembly for a turbomachine
EP1811131B1 (en) Set of fixed sectorised diffuser inserts for a turbomachine compressor
EP1265031B1 (en) Fixing of metallic cowls on turbomachine combustion chamber liners made of CMC materials
EP3473806A1 (en) Turbine engine casing comprising a central portion projecting relative to two side portions in a joining region
FR3018548A1 (en) TURBOREACTOR CONDUIT OF DISCHARGE
EP1882825A1 (en) System for cooling a centrifugal compressor impeller
EP1517005A1 (en) Gas turbine sealing joint having lamellar structure
EP1265036A1 (en) Elastic mounting of a ceramic matrix composite combustion chamber inside a metallic casing
FR3020400A1 (en) FIXING A TURBOMACHINE DISCHARGE DUCT
US10801343B2 (en) Self retaining face seal design for by-pass stator vanes
FR2919345A1 (en) Cylindrical or truncated ring for e.g. jet prop engine, has internal slots housing internal blades between discharge ends of channels and internal longitudinal edges of radial surfaces, where blades extend on axial length of ring sectors
FR2978798A1 (en) Angular sector for rectifier of compressor in turbine of turboshaft engine e.g. turbojet, of aircraft, has hook projecting toward from suction face of blade, and recess receiving thinned part of external ring of sector of adjacent rectifier
FR2971022A1 (en) COMPRESSOR RECTIFIER STAGE FOR A TURBOMACHINE
EP1517006A1 (en) Gas turbine brush seal arrangement for cabin air supply
FR2955152A1 (en) Turbomachine i.e. open rotor type jet engine, for aircraft, has evacuation unit including envelope connected to structural annular walls and extended around enclosure to determine outer and inner annular cavities in space
FR2992018A1 (en) Casing for e.g. turbojet engine, of aircraft, has annular combustion chamber delimited by internal and external platforms that are made of metal and formed from single piece with walls of chamber, where platforms are welded onto walls
FR2961850A1 (en) Turbine i.e. low pressure turbine, for e.g. turbojet engine of airplane, has distributor whose upstream and downstream edges are supported against casing via runners that are made of thermically insulator material
WO2022096820A1 (en) Fastening of an exhaust cone in a turbomachine nozzle
FR3074219B1 (en) TURBOMACHINE ASSEMBLY WITH AN INTEGRATED PLATFORM STEERING VANE AND MEANS FOR MAINTAINING.
FR2903151A1 (en) Exhaust case ventilation device for e.g. aircraft`s jet engine, has slits delimiting blades that are supported on stiffener and freely deformable in radial direction under effect of differential thermal dilatation between case and trim
FR2968350A1 (en) SECTORIZED TURBINE RING FOR TURBOMACHINE, AND TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH A RING

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20170106

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20180809

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9