FR3050721A1 - Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees - Google Patents

Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees Download PDF

Info

Publication number
FR3050721A1
FR3050721A1 FR1653814A FR1653814A FR3050721A1 FR 3050721 A1 FR3050721 A1 FR 3050721A1 FR 1653814 A FR1653814 A FR 1653814A FR 1653814 A FR1653814 A FR 1653814A FR 3050721 A1 FR3050721 A1 FR 3050721A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
mast
leading edge
guide vanes
turbomachine
assembly according
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
Application number
FR1653814A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3050721B1 (fr
Inventor
Olivier Pautis
Jerome Colmagro
David Ewens
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.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations 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 Airbus Operations SAS filed Critical Airbus Operations SAS
Priority to FR1653814A priority Critical patent/FR3050721B1/fr
Priority to US15/496,183 priority patent/US10556699B2/en
Priority to GB1706723.2A priority patent/GB2551882B/en
Priority to CN201710290106.3A priority patent/CN107336837B/zh
Publication of FR3050721A1 publication Critical patent/FR3050721A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3050721B1 publication Critical patent/FR3050721B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/305—Blade pitch-changing mechanisms characterised by being influenced by other control systems, e.g. fuel supply
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/12—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type  within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Afin de diminuer la masse globale d'un ensemble moteur (1) pour aéronef, cet ensemble comprend : - une partie de fuselage (102a) de l'aéronef ; - une turbomachine (10) comprenant une hélice non-carénée (14), ainsi qu'une rangée annulaire (32) d'aubes directrices de sortie non-carénées (50b) agencées en aval de l'hélice et fixes en rotation par rapport à un axe longitudinal (5) de la turbomachine ; et - un mât d'accrochage (20). Selon l'invention, au moins une partie du bord d'attaque de mât (26) est intégrée au sein de ladite rangée annulaire (32), entre deux aubes directrices de sortie (50b) de celle-ci.

Description

ENSEMBLE MOTEUR POUR AERONEF COMPRENANT UN BORD D'ATTAQUE DE MAT INTEGRE A UNE RANGEE ANNULAIRE D'AUBES DIRECTRICES DE SORTIE NON CARENEES
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des ensembles moteurs comprenant une turbomachine rapportée sur une partie de fuselage, par l'intermédiaire d'un mât d'accrochage. Elle concerne plus préférentiellement des conceptions dans lesquelles la turbomachine est rapportée en partie arrière latérale du fuselage.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
De l'art antérieur, il est connu de rapporter des turbomachines en partie arrière latérale du fuselage de l'aéronef, ces turbomachines comportant un doublet d'hélices contrarotatives non-carénées et étant également dénommées « à Open Rotor », ou encore « CROR » (de l'anglais « Contra Rotative Open Rotor »). De telles turbomachines sont par exemple connues du document FR 3 024 125.
En configuration dite « Puller », dans laquelle les hélices sont agencées en amont d'un générateur de gaz de la turbomachine, il est prévu une distance axiale minimale entre le bord de fuite des pales de l'hélice la plus arrière, et le bord d'attaque du mât d'accrochage. Cette distance minimale, par exemple de l'ordre d'un mètre, permet en particulier de limiter les risques de décollement de la couche limite sur les pales de l'hélice la plus arrière.
Cependant, la mise en oeuvre de cette distance minimale génère un porte-à-faux conséquent de la turbomachine sur le mât d'accrochage. La présence de ce porte-à-faux requiert des dimensionnements appropriés pour le mât et la partie du fuselage supportant ce mât, avec pour conséquence une masse globale importante de l'ensemble.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
Pour répondre au moins partiellement à ce problème, l'invention a pour objet un ensemble moteur pour aéronef comprenant : - une partie de fuselage de l'aéronef ; - une turbomachine comprenant une hélice non-carénée, ainsi qu'une rangée annulaire d'aubes directrices de sortie non-carénées agencées en aval de l'hélice et fixes en rotation par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine; et - un mât d'accrochage de la turbomachine sur la partie de fuselage, le mât comprenant un bord d'attaque de mât.
Selon l'invention, au moins une partie du bord d'attaque de mât est intégrée au sein de ladite rangée annulaire, entre deux aubes directrices de sortie de celle-ci.
Grâce à ce recul de la turbomachine jusqu'à l'intégration du bord d'attaque de mât dans la rangée annulaire d'aubes directrices de sortie, le porte-à-faux de la turbomachine est considérablement réduit. Le mât et la partie de fuselage concernée sont alors avantageusement moins chargés, ce qui permet de réduire leurs dimensionnements et aboutir ainsi à une masse globale moins conséquente pour l'ensemble moteur. L'invention présente de préférence au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
Une extrémité avant de ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât se trouve dans un plan fictif P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie.
Le mât d'accrochage comporte une structure principale située en aval du bord d'attaque de mât, la structure principale reliant ladite partie de fuselage à la turbomachine. Cette structure principale présente une forme élancée, telle qu'une forme globale de caisson rectangulaire, et constitue le chemin principal d'efforts entre le moteur et le fuselage. Elle est réalisée de manière conventionnelle à l'aide de panneaux latéraux, de longerons inférieurs et supérieurs, et de nervures internes.
Selon un mode de réalisation préféré de l'invention, le bord d'attaque de mât est fixe par rapport à la structure principale du mât.
Selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention, ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât est mobile en rotation par rapport à la structure principale du mât, selon un axe de pivotement sensiblement parallèle à une direction d'envergure du bord d'attaque de mât.
Il est alors préférentiellement prévu que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât soit raccordée à un dispositif de calage en incidence des aubes directrices de sortie, ledit dispositif étant conçu pour faire varier en incidence ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât, en la faisant pivoter selon ledit axe de pivotement.
De préférence, l'axe de pivotement se situe dans un même plan fictif que celui intégrant les axes radiaux des aubes directrices de sortie, axes radiaux selon lesquels les aubes directrices de sorties sont conçues pour être pivotées en incidence par ledit dispositif de calage en incidence.
De préférence, ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât présente une section transversale de forme générale concave, et de préférence de forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale des aubes directrices de sortie.
Selon un mode de réalisation préféré de l'invention, ledit bord d'attaque s'étend de manière sensiblement rectiligne entre la turbomachine et la partie de fuselage.
Selon un autre mode de réalisation préféré de l'invention, ledit bord d'attaque de mât présente une portion bombée vers l'avant formant ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât intégrée au sein de ladite rangée annulaire d'aubes directrices de sortie, la portion bombée s'étendant à partir de la turbomachine vers la partie de fuselage et étant prolongée par une portion de jonction avec cette partie de fuselage, ladite partie bombée présentant de préférence une arête avant de forme sensiblement identique à un bord d'attaque des aubes directrices de sortie.
De préférence, la portion de jonction du bord d'attaque de mât est sensiblement rectiligne.
De préférence, la turbomachine comporte un générateur de gaz agencé en aval de l'hélice. De plus, ladite partie de fuselage est préférentiellement une partie arrière latérale de ce fuselage.
Comme évoqué ci-dessus, la turbomachine comprend également un dispositif de calage en incidence des aubes directrices de sortie, ce dispositif de calage en incidence étant également conçu pour faire varier en incidence les pales de l'hélice non-carénée, en les faisant pivoter selon des axes radiaux de ces pales. Alternativement, il pourrait s'agir de deux dispositifs de calage en incidence distincts, pilotés de façon synchronisée.
Enfin, l'invention a également pour objet un aéronef comprenant au moins un ensemble moteur tel que celui décrit ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue schématique de dessus d'une partie d'un aéronef comprenant un ensemble moteur selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 représente une vue en perspective de l'hélice équipant l'ensemble moteur montré sur la figure précédente ; - la figure 3 représente une vue en perspective de la rangée annulaire d'aubes directrices de sortie équipant l'ensemble moteur montré sur la figure 1 ; - la figure 4a représente une vue en coupe prise selon la ligne IV-IV de la figure 1 ; - la figure 4b est une vue similaire à celle de la figure précédente, avec le bord d'attaque se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation de l'invention ; - la figure 4c est une vue similaire à celle de la figure 4b, avec le bord d'attaque de mât se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation préféré de l'invention ; et - la figure 5 représente une vue similaire à celle de la figure 1, avec le bord d'attaque de mât se présentant sous la forme encore d'un autre mode de réalisation préféré de l'invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une partie arrière d'aéronef 100, comprenant un ou plusieurs ensembles moteurs 1 selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention. Plus précisément, l'aéronef 100 comporte deux ensembles moteurs 1 (un seul ayant été représenté en intégralité sur la figure 1), chacun étant ainsi agencé en partie arrière de l'aéronef.
Chaque ensemble moteur 1 comporte une partie arrière latérale 102a d'un fuselage 102. Il comporte également une turbomachine 10 équipée d'une unique hélice non-carénée 14 en mode « Puller », c'est-à-dire qu'elle comprend un générateur de gaz 12 agencé en aval de l'hélice 14. A cet égard, il est noté que dans toute la description, les termes « amont » et « aval » sont à considérer par rapport à une direction principale d'écoulement des gaz à travers les turbomachines 10, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche 16. De plus, par convention, la direction X correspond à la direction longitudinale de l'ensemble moteur 1, qui est également assimilable à la direction longitudinale de la turbomachine 10 et de cet ensemble 1. Cette direction X est parallèle à un axe longitudinal 5 de la turbomachine 10. D'autre part, la direction Y correspond à la direction orientée transversalement par rapport à l'ensemble moteur 1 et également assimilable à la direction transversale de la turbomachine 10, tandis que la direction Z correspond à la direction verticale ou de la hauteur. Ces trois directions X, Y et Z sont orthogonales entre elles et forment un trièdre direct. L'ensemble moteur 1 comporte aussi un mât d'accrochage 20 de la turbomachine sur la partie de fuselage 102a. Le mât 20, également dénommé EMS (de l'anglais « Engine Mounting Structure »), comprend une structure principale en forme de caisson 22 dédié à la reprise des efforts provenant de la turbomachine. Ce caisson 22 est réalisé notamment avec un longeron arrière 28 à partir duquel s'étend vers l'aval un bord de fuite de mât 24, ainsi qu'avec un longeron avant 30 à partir duquel s'étant vers l'amont un bord d'attaque de mât 26. En vue de dessus, le caisson 22 s'étend selon la direction Y, de la turbomachine 10 à la partie de fuselage 102a.
De retour à la turbomachine 10 montrée sur la figure 1, il est noté que celle-ci présente une unique hélice 14 rotative autour de l'axe 5, et non deux hélices contrarotatives comme cela est le cas sur les turbomachines du type Open Rotor plus conventionnelles. La turbomachine 10 est également dénommée USE (de l'anglais « Unducted Single Fan »). Néanmoins, elle comporte en aval de l'hélice 14 une rangée annulaire 32 d'aubes directrices de sortie non-carénées. Cette rangée annulaire 32 n'est donc pas montée rotative relativement à l'axe 5, mais fixe en rotation par rapport à ce dernier.
En référence aux figures 2 et 3, la turbomachine comporte un dispositif 38 de calage en incidence, permettant de faire varier en incidence à la fois les pales 50a de l'hélice 14 selon leurs axes radiaux 54a, et les aubes directrices de sortie 50b de la rangée annulaire fixe 32, également selon leurs axes radiaux 54b.
Sur la figure 2 représentant l'hélice 14, celle-ci comporte un moyeu 40 centré sur l'axe de rotation de l'hélice, correspondant à l'axe 5. Ce moyeu 40 comporte un anneau principal 42 centré sur l'axe 5, percé de plusieurs ouvertures 44 espacées circonférentiellement les unes des autres, et orientées radialement relativement à cet axe 5. Le moyeu 40 comporte également des organes creux 46 associés aux ouvertures 44 et s'étendant radialement vers l'extérieur à partir de l'anneau principal 42. Chaque organe creux 46 est centré sur l'un des axes radiaux 54a et destiné à la réception d'une pale 50a de l'hélice. En outre, l'hélice comprend un capotage extérieur 52 représenté uniquement schématiquement sur la figure 2, ce capotage 52 étant centré sur l'axe 5 et agencé autour des organes creux 46. De manière conventionnelle, la surface extérieure de ce capotage 52 est destinée à être épousée par l'air circulant autour de la turbomachine, avant d'atteindre les pales de l'hélice. L'hélice 14 comprend ainsi une pluralité de pales 50a, prévues dans un nombre par exemple compris entre huit et douze. Le pied 56 de chaque pale 50a fait saillie radialement vers l'intérieur du moyeu 40, de manière à pouvoir être raccordé mécaniquement de manière conventionnelle au dispositif de calage en incidence 38.
La rangée annulaire 32 montrée sur la figure 3 peut présenter une conception identique ou similaire à celle de l'hélice 14. Par conséquent, sur les figures 2 et 3, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. L'une des différences réside néanmoins dans le fait que le moyeu 40 n'est pas rotatif relativement à l'axe 5. De plus, l'une des particularités de l'invention réside dans le fait que la rangée annulaire 32 présente entre deux aubes 50b un espace libre 60 pour l'intégration d'au moins une partie du bord d'attaque de mât.
En effet, de retour à la figure 1, il est noté que le bord d'attaque de mât 26 est intégré à la rangée annulaire 32, entre deux aubes directrices directement consécutives.
Dans le premier mode de réalisation montré sur les figures 1 à 4a, c'est l'ensemble du bord d'attaque de mât 26 qui est intégré à la rangée annulaire 32. Le bord d'attaque de mât 26 est ici fixe par rapport au caisson 22, et présente une section classique de profil aérodynamique, analogue à celui d'une aile d'aéronef. En outre, il s'étend de façon sensiblement rectiligne selon une direction d'envergure 62, entre la turbomachine 10 et la partie de fuselage 102a.
Dans ce premier mode de réalisation préféré, le bord d'attaque de mât 26 est considéré comme entièrement intégré à la rangée annulaire 32, car il est traversé sur toute sa longueur par un plan fictif PI passant par les axes radiaux des aubes directrices de sortie 50b.
De plus, une extrémité avant du bord d'attaque de mât 26 se trouve dans un plan fictif P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b, ce plan P2 étant sensiblement orthogonal à l'axe 5. Encore plus préférentiellement. l'extrémité avant du bord d'attaque de mât 26 se trouve dans un même plan transversal fictif que l'extrémité avant du bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b. L'invention est ainsi remarquable en ce qu'elle permet d'approcher le centre de gravité de la turbomachine, référencé 66 sur la figure 1, au plus près du caisson 22 du mât d'accrochage 20. Cela permet de réduire le porte-à-faux de la turbomachine, et donc de diminuer les efforts qui transitent par le mât 20 et la partie de fuselage 102a. La masse de l'ensemble moteur 1 s'en trouve avantageusement réduite. De préférence, le centre de gravité 66 se situe dans le prolongement du caisson 22, vers l'extérieur dans la direction d'envergure 62.
En outre, la turbomachine ayant été fortement décalée vers l'aval en comparaison des réalisations connues de l'art antérieur, il en découle une diminution de la section du fuselage exposée aux nuisances acoustiques provoquées par la turbomachine. Egalement, la conception selon l'invention implique qu'il n'existe plus d'interactions néfastes entre le flux d'air sortant des aubes directrices de sortie 50b, et le bord d'attaque de mât 26. Cela permet avantageusement d'augmenter les performances aérodynamiques ainsi que les performances globales de l'ensemble moteur 1.
Selon un second mode de réalisation préféré montré sur la figure 4b, le bord d'attaque de mât 26 n'est plus de forme conventionnelle, mais sa section transversale est de forme générale concave, avec la concavité orientée dans une même direction que celle des aubes 50b. D'ailleurs, il est préférentiellement fait en sorte que la section transversale du bord d'attaque 26 présente une forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale de ces aubes directrices de sortie 50b, pour une meilleure intégration du bord d'attaque de mât 26 au sein de la rangée annulaire 32.
Selon un troisième mode de réalisation préféré montré sur la figure 4c, la forme du bord d'attaque de mât 26 est conservée, mais celui-ci est agencé mobile en rotation par rapport au caisson 22, selon un axe de pivotement 54b sensiblement parallèle à la direction d'envergure 62. Par conséquent, le bord d'attaque de mât 26 peut être assimilé à une aube directrice de sortie, et être piloté en incidence de la même manière que les autres aubes de la rangée annulaire, par le biais du dispositif de calage 38 auquel il est raccordé mécaniquement.
Dans ce cas de figure, il est préférentiellement prévu que l'axe de pivotement 54b du bord d'attaque de mât 26 se situe dans le même plan fictif PI que celui intégrant les axes radiaux 54b des aubes directrices de sortie 50b montrée sur la figure 3.
Enfin, la figure 5 montre un quatrième mode de réalisation préféré de l'invention, dans lequel seule une partie 26a du bord d'attaque de mât 26 est intégrée à la rangée annulaire 32. Il s'agit d'une portion 26a bombée vers l'avant, à la manière d'un bord d'attaque d'une aube directrice de sortie. Cette portion bombée 26a s'étend à partir de la turbomachine 10 vers la partie de fuselage, sur une longueur radiale sensiblement identique à celle des aubes directrices de sortie 50b. De plus, la partie bombée 26a présente une arête avant 26a', assimilable à son bord d'attaque, dont la forme est sensiblement identique à celle d'un bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b.
La portion bombée 26a est prolongée par une portion 26b de jonction avec la partie de fuselage 102a, cette portion de jonction 26b étant sensiblement rectiligne et parallèle à la direction d'envergure 62.
Ici aussi, l'extrémité avant de l'arête 26a' se trouve dans le plan fictif transversal P2 traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b, et plus préférentiellement, le plan transversal fictif P2 traverse l'extrémité avant du bord d'attaque des aubes directrices de sortie 50b.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. En particulier, les modes de réalisation qui ont été décrits ci-dessus ne sont pas exclusifs les uns des autres, mais peuvent au contraire être combinés entre eux.

Claims (14)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble moteur (1) pour aéronef comprenant : - une partie de fuselage (102a) de l'aéronef ; - une turbomachine (10) comprenant une hélice non-carénée (14), ainsi qu'une rangée annulaire (32) d'aubes directrices de sortie non-carénées (50b) agencées en aval de l'hélice et fixes en rotation par rapport à un axe longitudinal (5) de la turbomachine ; et - un mât d'accrochage (20) de la turbomachine (10) sur la partie de fuselage (102a), le mât comprenant un bord d'attaque de mât (26), caractérisé en ce qu'au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est intégrée au sein de ladite rangée annulaire (32), entre deux aubes directrices de sortie (50b) de celle-ci.
  2. 2. Ensemble moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'une extrémité avant de ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) se trouve dans un plan fictif (P2) traversant le bord d'attaque des aubes directrices de sortie (50b).
  3. 3. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que le bord d'attaque de mât (26) est fixe par rapport à une structure principale (22) du mât.
  4. 4. Ensemble moteur selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est mobile en rotation par rapport à une structure principale (22) du mât, selon un axe de pivotement (54b) sensiblement parallèle à une direction d'envergure (62) du bord d'attaque de mât (26).
  5. 5. Ensemble moteur selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) est raccordée à un dispositif (38) de calage en incidence des aubes directrices de sortie (50b), ledit dispositif (38) étant conçu pour faire varier en incidence ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a), en la faisant pivoter selon ledit axe de pivotement (54b).
  6. 6. Ensemble moteur selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que l'axe de pivotement (54b) se situe dans un même plan fictif (PI) que celui intégrant les axes radiaux (54b) des aubes directrices de sortie (50b), axes radiaux selon lesquels les aubes directrices de sorties sont conçues pour être pivotées en incidence par ledit dispositif de calage en incidence (38).
  7. 7. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât (26, 26a) présente une section transversale de forme générale concave, et de préférence de forme générale sensiblement identique à celle de la section transversale des aubes directrices de sortie (50b).
  8. 8. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque de mât (26) s'étend de manière sensiblement rectiligne entre la turbomachine (10) et la partie de fuselage (102a).
  9. 9. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que ledit bord d'attaque de mât présente une portion bombée vers l'avant (26a) formant ladite au moins une partie du bord d'attaque de mât intégrée au sein de ladite rangée annulaire (32) d'aubes directrices de sortie (50b), la portion bombée (26a) s'étendant à partir de la turbomachine (10) vers la partie de fuselage (102a) et étant prolongée par une portion (26b) de jonction avec cette partie de fuselage, ladite partie bombée (26a) présentant de préférence une arête avant (26a') de forme sensiblement identique à un bord d'attaque des aubes directrices de sortie (50b).
  10. 10. Ensemble moteur selon la revendication 9, caractérisé en ce que la portion de jonction (26b) du bord d'attaque de mât (26) est sensiblement rectiligne.
  11. 11. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine (10) comporte un générateur de gaz (12) agencé en aval de l'hélice (14).
  12. 12. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite partie de fuselage (102a) est une partie arrière latérale de ce fuselage.
  13. 13. Ensemble moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine comprend également un dispositif (38) de calage en incidence des aubes directrices de sortie (50b), ledit dispositif de calage en incidence (38) étant de préférence également conçu pour faire varier en incidence les pales (50a) de l'hélice non-carénée (14), en les faisant pivoter selon des axes radiaux (54a) de ces pales.
  14. 14. Aéronef (100) comprenant au moins un ensemble moteur (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
FR1653814A 2016-04-28 2016-04-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees Active FR3050721B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1653814A FR3050721B1 (fr) 2016-04-28 2016-04-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees
US15/496,183 US10556699B2 (en) 2016-04-28 2017-04-25 Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after-guide vanes
GB1706723.2A GB2551882B (en) 2016-04-28 2017-04-27 Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after guide vanes
CN201710290106.3A CN107336837B (zh) 2016-04-28 2017-04-28 用于飞行器的发动机组件及相应的飞行器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1653814 2016-04-28
FR1653814A FR3050721B1 (fr) 2016-04-28 2016-04-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3050721A1 true FR3050721A1 (fr) 2017-11-03
FR3050721B1 FR3050721B1 (fr) 2018-04-13

Family

ID=56119662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1653814A Active FR3050721B1 (fr) 2016-04-28 2016-04-28 Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10556699B2 (fr)
CN (1) CN107336837B (fr)
FR (1) FR3050721B1 (fr)
GB (1) GB2551882B (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3083207A1 (fr) * 2018-06-28 2020-01-03 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef comprenant un rotor non carene
FR3131732A1 (fr) * 2022-01-10 2023-07-14 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif a helice pour aeronef, comprenant une aube de stator integree a une partie d’extremite amont d’un mat d’accrochage de hauteur reduite

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3052743B1 (fr) * 2016-06-20 2018-07-06 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite
US11111029B2 (en) * 2017-07-28 2021-09-07 The Boeing Company System and method for operating a boundary layer ingestion fan
US20190283864A1 (en) * 2018-03-16 2019-09-19 Hamilton Sundstrand Corporation Counter-rotating propeller system with capability to stop rotation of one row
US10759545B2 (en) 2018-06-19 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion
US10906657B2 (en) * 2018-06-19 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Aircraft system with distributed propulsion
FR3112809B1 (fr) * 2020-07-23 2022-07-29 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe d’une helice et d’aubes de stator supportees par des moyens de maintien et turbomachine correspondante
US20230021836A1 (en) * 2021-07-22 2023-01-26 General Electric Company Unducted thrust producing system
US11753144B2 (en) 2021-10-15 2023-09-12 General Electric Company Unducted propulsion system
US11572827B1 (en) 2021-10-15 2023-02-07 General Electric Company Unducted propulsion system
US12024305B2 (en) 2021-10-28 2024-07-02 Honeywell International Inc. Pylon system for coupling engine to vehicle
US20230150681A1 (en) * 2021-11-15 2023-05-18 General Electric Company Gas turbine engine noise reduction
FR3130319B1 (fr) * 2021-12-13 2023-11-03 Safran Aircraft Engines Turbomachine non carénée comprenant des aubes de stator présentant des cordes différentes
US12221893B2 (en) * 2022-08-10 2025-02-11 Generale Electric Company Controlling excitation loads associated with open rotor aeronautical engines
US12421864B2 (en) 2022-08-10 2025-09-23 General Electric Company Controlling excitation loads associated with open rotor aeronautical engines
US12491988B2 (en) 2022-08-12 2025-12-09 General Electric Company Controlling excitation loads associated with open rotor aeronautical engines
US12442315B2 (en) 2022-08-17 2025-10-14 General Electric Company Gas turbine engine
FR3141445A1 (fr) * 2022-10-31 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Propulseur aeronautique a integration amelioree
FR3141444A1 (fr) * 2022-10-31 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Propulseur aeronautique a aerocoustique amelioree
US12276199B2 (en) * 2022-12-21 2025-04-15 General Electric Company Outlet guide vane assembly for a turbofan engine
US12018592B1 (en) 2022-12-21 2024-06-25 General Electric Company Outlet guide vane assembly for a turbofan engine
US20250223909A1 (en) * 2022-12-21 2025-07-10 General Electric Company Outlet guide vane assembly for a turbofan engine
US20240239506A1 (en) * 2023-01-17 2024-07-18 General Electric Company Open rotor pylon fairing
US12448139B2 (en) * 2023-01-17 2025-10-21 General Electric Company Open rotor pylon fairing
US12228053B1 (en) 2023-08-09 2025-02-18 General Electric Company Turbofan engine including integrated pylon and fan outlet guide vane with noise reduction features
US12466544B1 (en) * 2024-05-10 2025-11-11 Rtx Corporation SRV open rotor with core inlet forward of rotor
CN119284189B (zh) * 2024-10-15 2025-10-24 中国直升机设计研究所 一种基于双螺旋桨结构的涵道参数设计方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4486146A (en) * 1980-08-08 1984-12-04 British Aerospace Public Limited Company Aircraft propulsion means
US20130315701A1 (en) * 2011-08-22 2013-11-28 Rolls-Royce Plc Aircraft propulsion system and a method of controlling the same
US20160010487A1 (en) * 2012-10-23 2016-01-14 General Electric Company Vane assembly for an unducted thrust producing system
FR3024125A1 (fr) * 2014-07-23 2016-01-29 Airbus Operations Sas Moyen ameliore de transmission d'efforts, agence entre un moteur d'aeronef et son mat d'accrochage

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5156353A (en) * 1987-04-13 1992-10-20 General Electric Company Aircraft pylon
US4966338A (en) * 1987-08-05 1990-10-30 General Electric Company Aircraft pylon
US4917336A (en) * 1988-02-19 1990-04-17 The Boeing Company Mounting assembly for unducted prop engine and method
US4976102A (en) * 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
US5443229A (en) * 1993-12-13 1995-08-22 General Electric Company Aircraft gas turbine engine sideways mount
FR2892705B1 (fr) * 2005-11-03 2009-04-24 Airbus France Sas Aeronef a impact environnemental reduit.
FR2915179B1 (fr) * 2007-04-23 2009-05-29 Airbus France Sa Aeronef a impact environnemental reduit.
FR2934246B1 (fr) * 2008-07-24 2010-09-10 Airbus France Aeronef comprenant au moins un moteur a rotors contrarotatifs
FR2938504B1 (fr) * 2008-11-14 2010-12-10 Snecma Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees
DE102008062813A1 (de) * 2008-12-23 2010-07-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeug mit einer Heck-Propeller-Triebwerksanordnung
DE102009010524A1 (de) * 2009-02-25 2010-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbopropantrieb mit Druckpropeller
CA2776841C (fr) * 2009-10-16 2017-05-16 Snecma Entree d'air de moteur a turbine a gaz dans une nacelle
ES2391967B1 (es) * 2010-01-14 2013-10-10 Airbus Operations, S.L. Pilón de soporte de motores de aeronaves.
ES2398287B1 (es) * 2010-03-29 2014-01-29 Airbus Operations S.L. Fuselaje de aeronave resistente al impacto y tolerante al daño.
FR2958624B1 (fr) * 2010-04-08 2012-06-08 Airbus Operations Sas Mat d'accrochage pour turbomoteur d'aeronef, comprenant un volet arriere mobile en incidence
FR2959209B1 (fr) * 2010-04-27 2013-03-29 Airbus Operations Sas Mat de support de turbomachine pour aeronef
US8720815B2 (en) * 2010-04-27 2014-05-13 Rolls-Royce Corporation Aircraft propulsion system
WO2012107650A1 (fr) * 2011-02-11 2012-08-16 Airbus Operations (S.A.S) Avion à système propulsif arrière
FR2971993B1 (fr) * 2011-02-25 2013-12-27 Airbus Operations Sas Aeronef a impact environnemental reduit
FR2976914B1 (fr) * 2011-06-23 2014-12-26 Snecma Structure d'accrochage d'une turbomachine
FR2979391B1 (fr) * 2011-08-26 2013-08-23 Snecma Turbomachine comportant un element grillage circonferentiel entre deux helices contrarotatives non carenees
FR2982236B1 (fr) * 2011-11-03 2014-06-27 Snecma Pylone d'accrochage pour turbomachine
FR2995282B1 (fr) * 2012-09-13 2015-06-19 Snecma Pylone de montage d'un moteur a la structure d'un aeronef
GB201303860D0 (en) * 2013-03-05 2013-04-17 Rolls Royce Plc Engine installation
US9701395B2 (en) * 2014-01-06 2017-07-11 United Technologies Corporation Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
FR3020343B1 (fr) * 2014-04-23 2017-10-27 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage constituee par trois elements independants
FR3030444B1 (fr) * 2014-12-22 2017-01-27 Airbus Operations Sas Helice pour turbomachine d'aeronef, comprenant une structure de retention de pales traversee par la partie aerodynamique de chaque pale
FR3032942B1 (fr) * 2015-02-19 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage
FR3033545B1 (fr) * 2015-03-12 2018-08-10 Airbus Operations Nacelle pour ensemble moteur d'aeronef comprenant au moins un capot de nacelle articule a son extremite avant
FR3037318B1 (fr) * 2015-06-15 2017-06-30 Snecma Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4486146A (en) * 1980-08-08 1984-12-04 British Aerospace Public Limited Company Aircraft propulsion means
US20130315701A1 (en) * 2011-08-22 2013-11-28 Rolls-Royce Plc Aircraft propulsion system and a method of controlling the same
US20160010487A1 (en) * 2012-10-23 2016-01-14 General Electric Company Vane assembly for an unducted thrust producing system
FR3024125A1 (fr) * 2014-07-23 2016-01-29 Airbus Operations Sas Moyen ameliore de transmission d'efforts, agence entre un moteur d'aeronef et son mat d'accrochage

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3083207A1 (fr) * 2018-06-28 2020-01-03 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef comprenant un rotor non carene
FR3131732A1 (fr) * 2022-01-10 2023-07-14 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif a helice pour aeronef, comprenant une aube de stator integree a une partie d’extremite amont d’un mat d’accrochage de hauteur reduite

Also Published As

Publication number Publication date
GB2551882A (en) 2018-01-03
GB2551882B (en) 2021-03-24
CN107336837A (zh) 2017-11-10
CN107336837B (zh) 2022-04-29
FR3050721B1 (fr) 2018-04-13
US20170313430A1 (en) 2017-11-02
US10556699B2 (en) 2020-02-11
GB201706723D0 (en) 2017-06-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3050721A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees
EP2028375B1 (fr) Soufflante pour turbomachine d'aéronef comprenant une bride d'équilibrage masquée par le cône d'entrée
EP3377732B1 (fr) Partie avant de turbomachine d'aéronef
EP2244944B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant des attaches moteur deportees vers le bas sur le carter de soufflante
EP2244943B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant une structure annulaire de transfert d'efforts entourant le carter central d'un turboreacteur
EP2417024B1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant un anneau de retention d'aubes monte autour du moyeu
WO2016132073A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage
FR3101853A1 (fr) Avion à nacelle déportée affleurant le sillage de l’aile
EP2244942B1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef comprenant un turboreacteur avec des structures de renfort reliant le carter de soufflante au carter central
FR3047973A1 (fr) Ensemble moteur pour aeronef, comprenant un dispositif d'accrochage du moteur equipe de capots mobiles structuraux relies au caisson central
FR2980818A1 (fr) Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes.
EP4355983B1 (fr) Redresseur non-caréné de turbomachine, module de turbomachine et turbomachine d'aéronef
FR3020412B1 (fr) Ensemble contrefiche longitudinale incluant une ferrure de contrefiche longitudinale encastree
FR3030445A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef, comprenant une structure de retention de pales raccordee a l'extremite radiale externe de chaque pale
FR3030444A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef, comprenant une structure de retention de pales traversee par la partie aerodynamique de chaque pale
WO2022152994A1 (fr) Ensemble propulsif pour aeronef comprenant une aube de redresseur intégrée à une partie amont d'un mat d'accrochage de hauteur réduite
FR3033545A1 (fr) Nacelle pour ensemble moteur d'aeronef comprenant au moins un capot de nacelle articule a son extremite avant
FR2935348A1 (fr) Turbomachine a helices non carenees
FR3054527B1 (fr) Ensemble pour aeronef comprenant un bouclier de protection contre un eclatement moteur, monte sur le carter d'un module de turbomachine
FR3163691A1 (fr) Composant de turbomachine
FR2996586A1 (fr) Helice comportant un systeme de contrepoids pourvu de moyens de reprise d'efforts
FR3021628A1 (fr) Dispositif de degivrage et/ou d'antigivrage de recepteur de turbomachine comportant des moyens de passage d'air chaud entre deux parties de recepteur de turbomachine
FR2942512A1 (fr) Aube pour recepteur de turbomachine, comprenant un pied scinde en deux portions montees l'une sur l'autre.
FR3056630A1 (fr) Disque aubage monobloc de soufflante pour turbomachine d'aeronef
FR3050718A1 (fr) Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens simplifies de retention radiale de pale d'helice

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20171103

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

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

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10