FR3120909A1 - Turbomachine blade having a reinforced trailing edge - Google Patents
Turbomachine blade having a reinforced trailing edge Download PDFInfo
- Publication number
- FR3120909A1 FR3120909A1 FR2102832A FR2102832A FR3120909A1 FR 3120909 A1 FR3120909 A1 FR 3120909A1 FR 2102832 A FR2102832 A FR 2102832A FR 2102832 A FR2102832 A FR 2102832A FR 3120909 A1 FR3120909 A1 FR 3120909A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- blade
- face
- moving blade
- trailing edge
- coating material
- 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.)
- Granted
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 17
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 17
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 7
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims description 7
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N ZrO2 Inorganic materials O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 5
- OQPDWFJSZHWILH-UHFFFAOYSA-N [Al].[Al].[Al].[Ti] Chemical compound [Al].[Al].[Al].[Ti] OQPDWFJSZHWILH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 229910021324 titanium aluminide Inorganic materials 0.000 description 4
- RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N yttrium(III) oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Y+3].[Y+3] RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
- F05D2300/133—Titanium
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
L'invention concerne une aube mobile (10) de rotor de turbomachine s'étendant selon une direction principale radiale et selon une direction longitudinale, comportant une pale (12) délimitée par : - une face d'intrados (14) située d'un premier côté transversal de la pale (12); - une face d'extrados (16) située d'un deuxième côté transversal de la pale (12) ; - un bord d'attaque (18) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont de la pale (12) ; et - un bord de fuite (20) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval de la pale (12), dans laquelle l'aube mobile (10) est réalisée en un alliage de titane caractérisée en ce qu'elle comporte une couche de matériau de revêtement (22) qui recouvre en partie chacune de la face d'intrados (14) et de la face d'extrados (16) et qui recouvre aussi le bord de fuite (20). Figure pour l’abrégé : figure 1The invention relates to a moving blade (10) of a turbomachine rotor extending in a main radial direction and in a longitudinal direction, comprising a blade (12) delimited by: - an intrados face (14) located on a first transverse side of the blade (12); - an extrados face (16) located on a second transverse side of the blade (12); - a leading edge (18) of radial main orientation, located at an upstream longitudinal end of the blade (12); and - a trailing edge (20) of radial main orientation, located at a downstream longitudinal end of the blade (12), in which the moving blade (10) is made of a titanium alloy characterized in that it comprises a layer of coating material (22) which partly covers each of the lower face (14) and the upper face (16) and which also covers the trailing edge (20). Figure for abstract: Figure 1
Description
L'invention concerne une aube de turbomachine comportant un bord de fuite renforcé.The invention relates to a turbine engine blade comprising a reinforced trailing edge.
L'invention concerne plus particulièrement une aube mobile de turbomachine destinée à résister à des impacts sur son bord de fuite.The invention relates more particularly to a moving turbine engine blade intended to resist impacts on its trailing edge.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEUREPRIOR ART
Actuellement, une aube mobile de turbomachine est réalisée par taille dans la masse à partir d'un barreau en alliage de titane, avec une forme optimisée pour être compatible avec tous les types d’usinages à disposition.Currently, a turbine engine blade is made by cutting from a titanium alloy bar, with a shape optimized to be compatible with all types of machining available.
Cependant, l'alliage de titane communément utilisé est l'aluminiure de titane, ou TIAL, et c'est un matériau fragile très peu tolérant aux impacts d’objets. En effet, lors du fonctionnement de la turbomachine, des objets peuvent être expulsés par les gaz chauds et viennent impacter l'aube mobile.However, the titanium alloy commonly used is titanium aluminide, or TIAL, and it is a brittle material with very little tolerance to object impact. Indeed, during the operation of the turbomachine, objects can be expelled by the hot gases and impact the moving blade.
Des criques et autres peuvent se former alors dans l'aube mobile, la fragilisant. En conséquence, l'aube mobile doit être replacée, ce qui résulte en une dépose moteur non prévue et une augmentation du cout d'utilisation de la turbomachine.Cracks and the like can then form in the moving blade, weakening it. Consequently, the moving blade must be replaced, which results in an unplanned engine removal and an increase in the cost of use of the turbomachine.
L'invention a pour but de proposer une aube mobile dont le bord de fuite est renfoncé afin de limiter l'effet de ces impacts.The object of the invention is to propose a moving blade whose trailing edge is recessed in order to limit the effect of these impacts.
L'invention propose une aube mobile de rotor de turbomachine s'étendant selon une direction principale radiale et selon une direction longitudinale, comportant une pale délimitée par :The invention proposes a moving turbine engine rotor blade extending in a main radial direction and in a longitudinal direction, comprising a blade delimited by:
- une face d'intrados située d'un premier côté transversal de la pale ;- an intrados face located on a first transverse side of the blade;
- une face d'extrados située d'un deuxième côté transversal de la pale ;- an extrados face located on a second transverse side of the blade;
- un bord d'attaque d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont de la pale ; et- a radial main orientation leading edge, located at an upstream longitudinal end of the blade; and
- un bord de fuite d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval de la pale,- a radial main orientation trailing edge, located at a downstream longitudinal end of the blade,
dans laquelle l'aube mobile est réalisée en un alliage de titane,in which the moving blade is made of a titanium alloy,
caractérisée en ce qu'elle comporte une couche de matériau de revêtement qui recouvre en partie chacune de la face d'intrados et de la face d'extrados et qui recouvre aussi le bord de fuite.characterized in that it comprises a layer of coating material which partly covers each of the lower surface and the upper surface and which also covers the trailing edge.
La présence d'une couche de matériau de revêtement sur le bord de fuite permet de renforcer celui-ci et ainsi de limiter les risques d'apparition de défauts. La durée de vie de l'aube mobile s'en retrouve augmentée.The presence of a layer of coating material on the trailing edge makes it possible to reinforce the latter and thus to limit the risks of appearance of defects. The life of the moving blade is thereby increased.
De préférence, chacune de la face d'intrados et de la face d'extrados comporte un renfoncement formé en retrait dans le sens de l'épaisseur de la pale qui s'étend depuis le bord de fuite en direction du bord d'attaque et dans lequel la couche de matériau de revêtement est déposée.Preferably, each of the intrados face and the extrados face comprises a recess formed set back in the direction of the thickness of the blade which extends from the trailing edge in the direction of the leading edge and in which the layer of coating material is deposited.
De préférence, chaque renfoncement s'étend sur toute la longueur radiale de la pale.Preferably, each recess extends over the entire radial length of the blade.
De préférence, la couche de matériau de revêtement est réalisée à partir d'une céramique, de préférence une zircone yttriée.Preferably, the layer of coating material is made from a ceramic, preferably a yttria zirconia.
De préférence, l'épaisseur de la couche de matériau de revêtement est égale à la profondeur des renfoncements.Preferably, the thickness of the coating material layer is equal to the depth of the recesses.
De préférence, la longueur du renfoncement de la face d'intrados, selon la direction longitudinale, est sensiblement égale à la longueur du renfoncement de la face d'extrados.Preferably, the length of the recess in the lower face, in the longitudinal direction, is substantially equal to the length of the recess in the upper face.
De préférence, les renfoncements sont réalisés par usinage classique ou au moyen d’électrode de forme.Preferably, the recesses are made by conventional machining or by means of a shaped electrode.
L'invention propose aussi une turbomachine d'aéronef comportant un rotor portant au moins une aube mobile selon l'invention, dont la pale s'étend radialement par rapport à un axe principal du rotor.The invention also proposes an aircraft turbine engine comprising a rotor carrying at least one moving blade according to the invention, the blade of which extends radially with respect to a main axis of the rotor.
De préférence, l'aube mobile est une aube de turbine basse pression de la turbomachine.Preferably, the moving blade is a low-pressure turbine blade of the turbomachine.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DES MODES DE REALISATIONSDETAILED PRESENTATION OF THE MODES OF REALIZATIONS
On a représenté à la
Lorsque l'aube mobile 10 est montée sur un rotor de la turbomachine, l'axe principal radial de l'aube mobile 10 est orienté perpendiculairement à l'axe du rotor.When the moving blade 10 is mounted on a rotor of the turbine engine, the main radial axis of the moving blade 10 is oriented perpendicular to the axis of the rotor.
L'aube mobile 10 est de préférence une aube de turbine basse pression et elle possède un profil aérodynamique conçu pour optimiser son interaction avec les gaz chauds produits dans une chambre de combustion de la turbomachine.The moving blade 10 is preferably a low pressure turbine blade and it has an aerodynamic profile designed to optimize its interaction with the hot gases produced in a combustion chamber of the turbomachine.
L'aube mobile comporte ainsi une pale 12 s'étendant selon la direction radiale entre une première extrémité radialement interne appelée pied, par lequel l'aube est reliée au rotor et une deuxième extrémité radialement externe appelée tête, qui évolue à proximité d'une paroi de la turbomachine.The moving blade thus comprises a blade 12 extending in the radial direction between a first radially internal end called root, by which the blade is connected to the rotor and a second radially external end called head, which evolves close to a turbomachine wall.
La pale 12 de l'aube mobile 10 comporte une face d'intrados 14 située du côté amont de la pale 12, dans le sens de rotation du rotor ; une face d'extrados 16 située du côté aval de la pale 12, dans le sens de rotation du rotor ; un bord d'attaque 18 d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont, par rapport à un écoulement de gaz dans la turbomachine ; et un bord de fuite 20 d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval, par rapport à l'écoulement des gaz dans la turbomachine.The blade 12 of the moving blade 10 comprises an intrados face 14 located on the upstream side of the blade 12, in the direction of rotation of the rotor; an extrados face 16 located on the downstream side of the blade 12, in the direction of rotation of the rotor; a leading edge 18 with a main radial orientation, located at an upstream longitudinal end, relative to a gas flow in the turbomachine; and a trailing edge 20 of main radial orientation, located at a downstream longitudinal end, with respect to the gas flow in the turbomachine.
Dans la description qui va suivre, et comme on peut le voir à la
L'aube mobile 10 est réalisée à partir d'un alliage de titane, de préférence en aluminiure de titane (TIAL). Aussi, l'aube mobile 10 est réalisée par usinage.The moving blade 10 is made from a titanium alloy, preferably titanium aluminide (TIAL). Also, the moving blade 10 is made by machining.
L'extrémité longitudinale de l'aube 10 qui est située au niveau du bord de fuite 20 présente une dimension transversale réduite. Cela induit une fragilité locale de l'aube mobile 10.The longitudinal end of the blade 10 which is located at the level of the trailing edge 20 has a reduced transverse dimension. This induces local fragility of the moving blade 10.
Pour renforcer l'aube mobile au niveau du bord de fuite 20, l'aube mobile 10 comporte une couche de matériau de revêtement 22 qui recouvre une partie de la face d'intrados 14, une partie de la face d'extrados 16 et qui recouvre aussi le bord de fuite 20.To reinforce the moving blade at the level of the trailing edge 20, the moving blade 10 comprises a layer of coating material 22 which covers a part of the lower face 14, a part of the upper face 16 and which also covers the trailing edge 20.
Cette couche de matériau de revêtement 22 est réalisée en une céramique qui est de préférence de la zircone yttriée. La céramique est plus résistante que l'alliage de titane vis-à-vis des impacts. La faible quantité de céramique utilisée permet en outre d'avoir une augmentation de poids limitée.This layer of coating material 22 is made of a ceramic which is preferably yttria-containing zirconia. Ceramic is more impact resistant than titanium alloy. The small quantity of ceramic used also makes it possible to have a limited increase in weight.
La face d'intrados 14 et la face d'extrados 16 comportent chacune un renfoncement 24 qui s'étend longitudinalement sur la face 14, 16 depuis le bord de fuite 20, en direction du bord d'attaque 18.The intrados face 14 and the extrados face 16 each comprise a recess 24 which extends longitudinally on the face 14, 16 from the trailing edge 20, in the direction of the leading edge 18.
La profondeur du renfoncement 24 est égale à l'épaisseur de la couche de matériau de revêtement 22. Ainsi, la couche de matériau de revêtement 22 s'étend dans la continuité du reste de la face 14, 16 associée, il n'y a donc pas de saut de forme et donc pas de création de perturbations au niveau du bord longitudinal de la couche de matériau de revêtement 22.The depth of the recess 24 is equal to the thickness of the layer of coating material 22. Thus, the layer of coating material 22 extends in continuity with the rest of the associated face 14, 16, there is no therefore no jump in shape and therefore no creation of disturbances at the longitudinal edge of the layer of coating material 22.
Selon un exemple de réalisation, la profondeur du renfoncement 24 est de 0.71 mm, avec une tolérance de plus ou moins 0.05 mm. L'épaisseur de la couche de matériau de revêtement 22 est ainsi égale à cette dimension de 0.71 mm +/- 0.05 mm.According to an exemplary embodiment, the depth of the recess 24 is 0.71 mm, with a tolerance of plus or minus 0.05 mm. The thickness of the coating material layer 22 is thus equal to this dimension of 0.71 mm +/- 0.05 mm.
La longueur longitudinale du renfoncement 24, prise depuis le bord de fuite 20 est de 5.93 mm, avec une tolérance de 0.5 mm.The longitudinal length of the recess 24, taken from the trailing edge 20 is 5.93 mm, with a tolerance of 0.5 mm.
Comme on l'a dit précédemment, l'aube mobile 10 est réalisée par usinage. Ainsi, les renfoncements 24 pratiqués dans la face d'intrados 14 et la face d'extrados 16 sont elles aussi réalisées par usinage, soit un usinage classique ou au moyen d’électrode de forme.As mentioned previously, the moving blade 10 is produced by machining. Thus, the recesses 24 made in the intrados face 14 and the extrados face 16 are also produced by machining, either conventional machining or by means of a shaped electrode.
Claims (9)
- une face d'intrados (14) située d'un premier côté transversal de la pale (12);
- une face d'extrados (16) située d'un deuxième côté transversal de la pale (12) ;
- un bord d'attaque (18) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont de la pale (12) ; et
- un bord de fuite (20) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval de la pale (12),
dans laquelle l'aube mobile (10) est réalisée en un alliage de titane
caractérisée en ce qu'elle comporte une couche de matériau de revêtement (22) qui recouvre en partie chacune de la face d'intrados (14) et de la face d'extrados (16) et qui recouvre aussi le bord de fuite (20).Turbine machine rotor moving blade (10) extending in a main radial direction and in a longitudinal direction, comprising a blade (12) delimited by:
- an intrados face (14) located on a first transverse side of the blade (12);
- an extrados face (16) located on a second transverse side of the blade (12);
- a leading edge (18) of radial main orientation, located at an upstream longitudinal end of the blade (12); and
- a trailing edge (20) of radial main orientation, located at a downstream longitudinal end of the blade (12),
wherein the moving blade (10) is made of a titanium alloy
characterized in that it comprises a layer of coating material (22) which partially covers each of the lower face (14) and the upper face (16) and which also covers the trailing edge (20 ).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2102832A FR3120909B1 (en) | 2021-03-22 | 2021-03-22 | Turbomachine blade with a reinforced trailing edge |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2102832 | 2021-03-22 | ||
| FR2102832A FR3120909B1 (en) | 2021-03-22 | 2021-03-22 | Turbomachine blade with a reinforced trailing edge |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3120909A1 true FR3120909A1 (en) | 2022-09-23 |
| FR3120909B1 FR3120909B1 (en) | 2023-11-24 |
Family
ID=76283882
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2102832A Active FR3120909B1 (en) | 2021-03-22 | 2021-03-22 | Turbomachine blade with a reinforced trailing edge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3120909B1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1420144A2 (en) * | 2002-11-15 | 2004-05-19 | Rolls-Royce Plc | Method of protecting a vibration damping coating from foreign object damage |
| US7186092B2 (en) * | 2004-07-26 | 2007-03-06 | General Electric Company | Airfoil having improved impact and erosion resistance and method for preparing same |
| WO2010044936A1 (en) * | 2008-08-29 | 2010-04-22 | General Electric Company | Erosion-and impact-resistant coatings |
| FR2979660A1 (en) * | 2011-09-02 | 2013-03-08 | Gen Electric | DAWN FOR THE LAST FLOOR OF A STEAM TURBINE ENGINE |
-
2021
- 2021-03-22 FR FR2102832A patent/FR3120909B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1420144A2 (en) * | 2002-11-15 | 2004-05-19 | Rolls-Royce Plc | Method of protecting a vibration damping coating from foreign object damage |
| US7186092B2 (en) * | 2004-07-26 | 2007-03-06 | General Electric Company | Airfoil having improved impact and erosion resistance and method for preparing same |
| WO2010044936A1 (en) * | 2008-08-29 | 2010-04-22 | General Electric Company | Erosion-and impact-resistant coatings |
| FR2979660A1 (en) * | 2011-09-02 | 2013-03-08 | Gen Electric | DAWN FOR THE LAST FLOOR OF A STEAM TURBINE ENGINE |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3120909B1 (en) | 2023-11-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2805020B1 (en) | Turbomachine rotor blade and corresponding turbomachine | |
| EP1911934B1 (en) | Blade of a turbomachine | |
| EP3315721A1 (en) | Leading-edge reinforcement of a turbine engine blade | |
| EP3676480B1 (en) | Turbomachine fan flow-straightener vane, turbomachine assembly comprising such a vane, and turbomachine equipped with said vane or with said assembly | |
| FR2994708A1 (en) | Blade for double flow turbojet, has reinforcement with segments separated from each other by weakened portion and/or by through slot formed in reinforcement to restrict propagation of tear when reinforcement is subjected to violent impact | |
| EP3749838B1 (en) | Vane for an aircraft turbine engine | |
| EP2071125B1 (en) | Single crystal turbine blade | |
| EP2078824B1 (en) | Blade with double airfoils, corresponding bladed rotor and turbomachine | |
| FR3120909A1 (en) | Turbomachine blade having a reinforced trailing edge | |
| EP2823150B1 (en) | Turbomachine blade comprising an insert protecting the blade tip | |
| EP2872782B1 (en) | Turbomachine vane having an airfoil designed to provide improved aerodynamic and mechanical properties | |
| FR3072716B1 (en) | TURBOMACHINE ROTOR DARK, TURBOMACHINE ASSOCIATED | |
| WO2022084615A1 (en) | Fan blade with zero dihedral at the head | |
| WO2016174358A1 (en) | Variable-pitch stator blade comprising criss-cross transverse partitions and method of manufacturing such a blade | |
| FR3026428B1 (en) | RADIANT TURBOMACHINE TURBOMACHINE ROTOR BEARD | |
| EP4034753B1 (en) | Blade for a turbomachine engine and corresponding turbomachine engine | |
| EP3987155B1 (en) | Method for coating a turbomachine guide vane and associated guide vane | |
| FR3108663B1 (en) | Turbomachine rotary fan blade, fan and turbomachine provided with the same | |
| FR3123380A1 (en) | Improved leading edge shield | |
| FR3108664A1 (en) | Fan rotor with upstream center of gravity vanes | |
| FR3101107A1 (en) | DAWN FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| FR3070424A1 (en) | TURBOMACHINE WHEEL, SUCH AS A TURBO AIRBORNE OR TURBOPROPULSER | |
| FR3055352A1 (en) | DUST FOR TURBOMACHINE WITH A STRUCTURE REDUCING THE RISK OF CREAM APPEARANCE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20220923 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |