WO2012164224A1 - Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire - Google Patents

Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire Download PDF

Info

Publication number
WO2012164224A1
WO2012164224A1 PCT/FR2012/051213 FR2012051213W WO2012164224A1 WO 2012164224 A1 WO2012164224 A1 WO 2012164224A1 FR 2012051213 W FR2012051213 W FR 2012051213W WO 2012164224 A1 WO2012164224 A1 WO 2012164224A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
arms
chamber
cylinder
intermediate casing
primary
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.)
Ceased
Application number
PCT/FR2012/051213
Other languages
English (en)
Inventor
Emmanuel PATSOURIS
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
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to GB1322857.2A priority Critical patent/GB2505838B/en
Priority to US14/122,810 priority patent/US9476362B2/en
Publication of WO2012164224A1 publication Critical patent/WO2012164224A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • 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
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • 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
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • 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
    • 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
    • F02K3/025—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 by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction
    • 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
    • F04D29/545—Ducts
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall
    • 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

Definitions

  • FIG. 2 is a sectional view of a guillotine discharge system of the LP compressor of a turbojet engine
  • the system of discharge valves is guillotine, that is to say that the discharge air outlet is effected through a circular duct 16 formed by two radial flanges and extending from the vein primary 4.
  • This duct may be obstructed or discovered by a ring 14, said guillotine ring, which can move axially and come to cover the duct 16 (as in the case of the closure shown in the upper figure), or discover it (case of the bottom figure) to let out the air from the primary vein 4 when it is desired to discharge the output of the compressor BP 2.
  • the displacement of the ring 14 is provided by an angled arm 17 whose one end is attached to the ring 14 while its second end is attached, directly or indirectly, to the rod of the control cylinder 15.
  • Figure 5 shows the installation in the second chamber of the control device of the discharge valves, according to the invention.
  • the outer wall of the interveines housing, which closes the speakers January 1 to 13, has been removed to reveal the interior thereof.
  • the second chamber 12 is constituted by a circumferential succession of elementary enclosures which are separated from each other by the arms 6 of the intermediate casing 7.
  • the control device is here represented by a jack 15 and an arm 1 both positioned in one of the elementary speaker seconds; it is obvious that several devices of this type are generally regularly distributed over the circumference of the intermediate casing 7.
  • the ring 14 extends on the circumference of the intervein crankcase 10 at its first enclosure January 1 and is shown in a position where it partially discovers the conduit 16 discharging the discharged air.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Ensemble constitué d'un carter intermédiaire (7) d'un turboréacteur double flux et d'un carter interveines (10) s'étendant en amont dudit carter intermédiaire pour séparer la veine d'air primaire du turboréacteur de sa veine d'air secondaire, ledit carter interveinesétant traversé par un conduit obturable (16) de dérivation d'une partie du flux primaire vers le flux secondaire formant vanne de décharge pour le compresseur BP, ledit carter intermédiaire comportant des bras (6) traversant le flux secondaire et ledit carter interveines comportant dans sa cavité intérieure une première enceinte située en amont desdits bras (6) et une seconde enceinte (12) située au niveau desdits bras, ledit conduit étant ouvert ou obturé par une pièce annulaire à déplacement axial (14) mise en mouvement par un bras (17) mobile en rotation autour d'un pivot fixe (18) sous l'action d'un vérin de commande (15), caractérisé en ce que ledit vérin est positionné dans la seconde enceinte (12).

Description

TURBOMACHINE Â VANNES DE DÉCHARGE LOCALISÉES AU NIVEAU DU CARTER INTERMÉDIAIRE Le domaine de la présente invention est celui des turbomachines et plus particulièrement celui des dispositifs permettant la décharge de l'air en sortie d'un compresseur lorsque les conditions d'utilisation de la turbomachine l'imposent.
Les avions commerciaux sont généralement équipés de turboréacteurs à double flux, qui sont constitués d'une turbine à gaz entraînant une soufflante carénée, ou fan, celle-ci étant généralement placée à l'amont du moteur. La masse d'air aspirée par le moteur est divisée en un flux primaire, qui circule dans la turbine à gaz ou corps primaire, et un flux secondaire, qui est issu de la soufflante, les deux flux étant concentriques. Le flux primaire, ou flux chaud, sort de la soufflante pour passer dans le corps primaire où il est comprimé à nouveau, chauffé dans une chambre de combustion, guidé vers des étages successifs de turbines puis éjecté en un flux gazeux primaire. Le flux secondaire, ou flux froid, est comprimé par l'étage de soufflante carénée, puis éjecté directement sans avoir été chauffé. Les deux flux peuvent être éjectés séparément en deux flux concentriques ou bien mélangés dans un même canal avant éjection. Ils se séparent en aval de la soufflante, au niveau d'un carter interveines qui enveloppe le flux primaire et qui guide, par sa partie externe, le flux secondaire dans un canal de flux froid.
Le flux primaire est généralement compressé par un premier compresseur, dit basse pression (BP) ou booster, qui est entraîné par le même arbre BP que la soufflante, puis dans un second compresseur, dit haute pression (HP), entraîné par un arbre HP, avant d'entrer dans la chambre de combustion. Les deux arbres BP et HP sont supportés par des paliers, situés à l'avant et à l'arrière du moteur, qui sont eux-mêmes portés par des pièces structurales dénommées carter intermédiaire à l'avant et carter d'échappement à l'arrière. En ce qui concerne la partie avant, qui est représenté de façon générique sur la figure 1 , le carter intermédiaire est relié à la structure externe du réacteur par des bras qui traversent le flux secondaire pour venir transmettre les efforts de poids et de poussée qu'il supporte à l'aéronef. De façon classique les bras du carter intermédiaire sont situés axialement entre le compresseur BP et le compresseur HP, ce qui délimite trois enceintes dans le carter interveines : une première enceinte, dite interveine fan-booster, est située en amont desdits bras et entoure le compresseur BP pour séparer le flux primaire passant dans le compresseur BP du flux secondaire circulant dans le canal de flux froid; une seconde enceinte, dite interveine carter intermédiaire, guide les flux primaire et secondaire entre les différents bras du carter intermédiaire; enfin une troisième enceinte dite compartiment core, enveloppe le compresseur HP et s'étend tout le long du moteur en aval des bras du carter intermédiaire.
Par ailleurs les moteurs existants sont généralement équipés de dispositifs, dénommés vannes de décharge ou VBV (pour variable bleed valve), qui permettent de renvoyer une partie du flux primaire, en sortie du compresseur BP, dans le canal de flux froid où il se mélange au flux secondaire. Cette décharge a pour effet, en faisant baisser la pression en aval du compresseur BP, d'abaisser le point de fonctionnement de celui-ci et d'éviter des phénomènes de pompage. Elle est réalisée par des ouvertures pratiquées sur la paroi supérieure de la veine primaire entre les compresseurs HP et BP et par le passage de l'air prélevé dans un conduit qui l'amène au niveau d'une grille de sortie positionnée sur la paroi interne de la veine secondaire, en aval des redresseurs placés dans le flux secondaire (OGV). Les ouvertures peuvent être des portes qui s'ouvrent, à la façon d'une écope, en tournant autour d'un axe orienté tangentiellement à une des parois du carter interveines ou, plus récemment, une fente ou une grille qui s'étend circonférentiellement et qui est obturée par un anneau dit « anneau guillotine » se déplaçant axialement. Dans les deux cas la manœuvre des ouvertures s'effectue à l'aide de mécanismes du type bras, pivots et vérins disposés à l'intérieur des enceintes du carter interveines. Dans le cas de systèmes à portes celles-ci peuvent être synchronisées par un anneau circonférentiel qui actionne simultanément leurs bras d'ouverture ou de fermeture. Quel que soit le type retenu pour les ouvertures, les divers éléments qui l'actionnent sont en général répartis dans les trois enceintes du carter interveines, en fonction de la place disponible dans chacune d'elles.
Cependant la place disponible, notamment au niveau de la première enceinte, est extrêmement réduite et il est très difficile d'y loger une partie du mécanisme sans déformer le profil du carter interveines ce qui impacterait l'écoulement aérodynamique des flux primaire ou secondaire. De même les vérins qui actionnent ce mécanisme sont relativement volumineux et doivent généralement être placés au niveau de la troisième enceinte qui peut déjà contenir un nombre important d'équipements. Dans ce cas la proximité de ces vérins avec le compresseur HP impose le choix de vérins présentant un système de refroidissement, ce qui accroît encore leur volume.
Il est donc souhaitable de concevoir des dispositifs de commande pour les vannes de décharge du compresseur BP, qui soient relativement compacts et qui puissent se loger essentiellement dans la première ou seconde cavité du carter interveines.
A cet effet, l'invention a pour objet un ensemble constitué d'un carter intermédiaire de turboréacteur double flux et d'un carter interveines s'étendant en amont dudit carter intermédiaire pour séparer les flux primaire et secondaire du turboréacteur, ledit carter interveines étant traversé par un conduit obturable de dérivation d'une partie du flux primaire vers le flux secondaire formant vanne de décharge pour le compresseur BP, ledit carter intermédiaire comportant des bras traversant le flux secondaire et ledit carter interveines comportant dans sa cavité intérieure une première enceinte située en amont desdits bras et une seconde enceinte située au niveau desdits bras, ledit conduit étant ouvert ou obturé par une pièce annulaire à déplacement axial mise en mouvement par un bras mis lui-même en mouvement autour d'un pivot fixe sur le carter intermédiaire par un vérin de commande, caractérisé en ce que ledit vérin est positionné dans la seconde enceinte.
La disposition dans la seconde enceinte du vérin de commande des vannes de décharge permet de le sortir de la zone feu et de ne pas avoir à lui imposer des normes sévères de résistance au feu. Il peut donc se passer de système de refroidissement et être plus petit et plus léger.
Avantageusement le vérin est orienté selon la direction circonférentielle du carter intermédiaire. Cette orientation facilite son implantation dans la seconde enceinte. Préférentiellement le vérin est monté libre en rotation autour d'un axe orienté radialement, dans un plan tangent audit carter intermédiaire. En effet l'extrémité de la tige de vérin doit pouvoir effectuer une trajectoire circulaire pour entraîner le bras articulé.
Dans un mode particulier de réalisation la tige du vérin est directement rattachée au bras de commande de ladite pièce annulaire. Ce montage permet de se passer d'une bielle intermédiaire entre le vérin et le bras articulé, ce qui limite la masse et l'encombrement du système.
De façon préférentielle le pivot est également positionné dans la seconde enceinte. Le nombre d'éléments positionnés dans la première enceinte est alors minimal, ce qui permet de mettre en œuvre ce type de vannes de décharge sur des moteurs de petite taille.
L'invention porte également sur une turboréacteur double flux comportant une vanne de décharge de son compresseur BP par dérivation d'une partie du flux circulant dans sa veine primaire vers sa veine secondaire par l'intermédiaire d'un conduit obturable au moyen d'une pièce annulaire à déplacement axial, caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble constitué d'un carter intermédiaire et d'un carter interveines tels que décrits ci-dessus.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif, en référence aux dessins schématiques annexés.
Sur ces dessins :
- la figure 1 est une vue générale en coupe de la partie amont d'un turboréacteur double flux ;
- la figure 2 est une vue en coupe d'un système de décharge, à guillotine, du compresseur BP d'un turboréacteur ;
- la figure 3 est une vue schématique des éléments constitutifs du système de décharge de la figure 2, selon l'art antérieur, dans la position ouverte et dans la position fermée ;
- la figure 4 est une vue schématique des mêmes éléments constitutifs du système de décharge de la figure 2, selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 5 est une vue en perspective d'un système de décharge selon un mode de réalisation de l'invention, et
- la figure 6 est une vue en coupe du système de décharge de la figure 5.
Dans la suite de la description les références amont et aval sont à interpréter selon le sens de l'écoulement du fluide qui traverse le moteur, alors que les références externe et interne se réfèrent à la distance de l'élément en question par rapport à l'axe de rotation du moteur. Les termes axial et radial se rapportent à l'axe de rotation du moteur.
En se référant à la figure 1 , on voit la partie amont d'un turboréacteur double flux à fort taux de dilution, comportant une aube de soufflante 1 qui compresse l'air pénétrant dans la manche d'entrée d'air du moteur, avant que celui-ci ne se divise entre le flux primaire qui circule dans une veine primaire 4 en traversant tout d'abord le compresseur BP 2 puis le compresseur HP 3, et le flux secondaire qui circule dans une veine secondaire 5 pour être éjecté directement au niveau de la tuyère. La veine secondaire est traversée par des bras 6 du carter intermédiaire 7 qui relient la partie structurale amont du moteur aux organes de reprise, sur l'aéronef, des efforts générés par le moteur. Ces bras 6 ont la forme d'ailettes orientées dans le lit du flux secondaire afin de minimiser leur résistance aérodynamique.
L'air qui circule dans la veine primaire 4 traverse le compresseur BP 2 pour une première compression puis le carter intermédiaire au niveau des bras 6 et subit une seconde compression par le compresseur HP 3.
Les flux primaire et secondaire sont séparés dès la sortie de la roue de soufflante 1 par un carter interveines 10 qui présente une arête à l'amont et qui s'épaissit en se dirigeant vers l'aval pour former une cavité dans laquelle est positionné un système de décharge, vers la veine secondaire 5, du flux circulant dans la veine primaire 4 en aval du compresseur BP 2. La cavité intérieure du carter interveines 10 est constituée par trois enceintes se succédant de l'amont vers l'aval, et comporte une première enceinte 1 1 située en amont des bras 6 du carter intermédiaire 7, une seconde enceinte 12 correspondant à l'envergure des bras 6 et une troisième enceinte 13 située à l'aval des bras 6. Dans cette troisième enceinte se trouvent notamment les dispositifs de commande du calage des aubes de redresseurs du compresseur HP 3. Sur la figure 1 est représenté un système de l'art antérieur, à base de portes ouvrantes 101 mues par des bielles 102 tournant autour d'un pivot radial 103 et actionnée par la rotation circonférentielle d'un anneau de commande 104. Les bielles et l'anneau de commande sont actionnés par un ou plusieurs vérins 105 situés dans la troisième enceinte 13. L'air déchargé passe dans la seconde cavité 12 par les portes 101 et en ressort par un ensemble de fentes 106 qui met cette seconde cavité en communication avec la veine secondaire 5.
Sur la figure 2 on voit une vanne de décharge comportant un dispositif de fermeture à guillotine. La veine primaire 4 comporte une dérivation, positionnée en aval du compresseur BP 2 et en amont du redresseur d'entrée dans le compresseur HP 3, qui pénètre dans la cavité interne au carter interveines 10 à l'aide d'un conduit 16 orienté en direction du flux secondaire 5. Le conduit débouche sur la veine secondaire 5 par une grille d'évacuation 22. Sur le parcours de ce conduit 16 est disposé un anneau 14 qui est apte à se déplacer axialement pour venir ouvrir ou obturer le conduit 16 et laisser s'échapper plus ou moins d'air du flux primaire. Le déplacement de l'anneau 14 est obtenu par l'actionnement d'un bras 17 attaché à une de ses extrémités à une chape portée par l'anneau et mu en rotation par un moyen non représenté, autour d'un pivot 18.
En se référant maintenant aux figures 3 et 4 on voit, schématiquement en vue de dessus, un système de commande des vannes de décharge à base d'une fente circulaire et d'un anneau guillotine, qui est décrit selon l'art antérieur sur la figure 3 et selon l'invention sur la figure 4, dans des positions, respectivement, de fermeture sur le schéma du haut et d'ouverture sur le schéma du bas.
Le système de vannes de décharge est à guillotine, c'est-à-dire que la sortie de l'air déchargé s'effectue au travers d'un conduit circulaire 16 formé par deux flasques radiaux et s'étendant à partir de la veine primaire 4. Ce conduit peut être obstrué ou découvert par un anneau 14, dit anneau guillotine, qui peut se déplacer axialement et venir recouvrir le conduit 16 (cas de la fermeture représentée sur la figure du haut), ou le découvrir (cas de la figure du bas) pour laisser s'échapper l'air provenant de la veine primaire 4 lorsque l'on souhaite décharger la sortie du compresseur BP 2. Le déplacement de l'anneau 14 est assuré par un bras coudé 17 dont une première extrémité est attachée à l'anneau 14 tandis que sa seconde extrémité est attachée, directement ou indirectement, à la tige du vérin de commande 15. Ce bras coudé est monté, au niveau de son coude, sur un pivot 18 qui s'étend radialement à partir d'une des parois du carter interveines 10. La rotation du bras 17 autour du pivot 18 est agencée de façon à ce qu'à une extension ou à une rétractation du vérin corresponde une rotation dans un sens ou dans l'autre de ce bras autour de son coude et, in fine, un déplacement axial de l'anneau 14 vers l'ouverture ou vers la fermeture du conduit 16.
Plus spécifiquement, sur la figure 3 qui représente l'art antérieur, le pivot 18 est positionné dans la première enceinte 1 1 et le vérin de commande 15 est positionné dans la troisième enceinte 13. Une bielle complémentaire 19 relie alors la seconde extrémité du bras coudé 17 à la tige 21 du vérin 15. En revanche sur la figure 4, qui représente la configuration de l'invention, le pivot 18 et le vérin 15 sont tous deux positionnés dans la seconde enceinte. La tige 21 du vérin 15 est directement couplée à la seconde extrémité du bras coudé 17, sans bielle complémentaire, et un degré de liberté en rotation est donné au vérin dans un plan tangent au carter interveines, en le rattachant au bras de carter intermédiaire 6 par un point d'attache pivotant 20, pour permettre l'actionnement du bras coudé.
La figure 5 montre l'installation dans la seconde enceinte du dispositif de commande des vannes de décharge, selon l'invention. La paroi externe du carter interveines, qui referme les enceintes 1 1 à 13, a été enlevée pour laisser voir l'intérieur de celles-ci. La seconde enceinte 12 est constituée par une succession circonférentielle d'enceintes élémentaires qui sont séparées les unes des autres par les bras 6 du carter intermédiaire 7. Le dispositif de commande est ici représenté par un vérin 15 et un bras1 positionnés tous deux dans une des secondes enceintes élémentaires ; il est bien évident que plusieurs dispositifs de ce type sont en général régulièrement répartis sur la circonférence du carter intermédiaire 7. L'anneau 14 s'étend sur la circonférence du carter interveines 10 au niveau de sa première enceinte 1 1 et est montré dans une position où il découvre partiellement le conduit 16 d'évacuation de l'air déchargé. La commande de cet anneau 14 se fait par une rotation du bras coudé 17 autour de son pivot 18 qui induit un déplacement axial de l'anneau 14 associé à une rotation le long de la circonférence du carter interveines. Le pivot 18 est un axe qui s'étend de la paroi interne du carter interveines, au sein de la seconde cavité, sur lequel est emmanchée le bras coudé 17 qui est laissé libre en rotation. Le vérin 15 de commande de l'anneau 14 est positionné, dans un plan radial, selon une direction tangentielle à la circonférence du carter intermédiaire. Il s'étend entre deux bras 6 dudit carter intermédiaire, en restant entièrement logé dans la seconde enceinte 12. Son corps présente à l'extrémité opposée à sa tige 21 , une chape 20 destinée à être fixée de façon pivotante autour d'un axe s'étendant radialement à partir de la paroi interne du carter interveines 10. Le vérin est ainsi libre de se déplacer en rotation dans un plan tangent au carter interveines pour permettre à l'extrémité de sa tige 21 de suivre les déplacements axiaux de la seconde extrémité du bras coudé 17. L'extrémité de la tige 21 présente elle aussi une forme en chape dans laquelle vient se loger un axe porté par l'extrémité correspondante du bras coudé 17 pour permettre leur rotation relative dans un plan tangent au carter interveines.
Sur la figure 6 on voit le bras coudé 17 qui est monté sur le pivot 18 autour duquel il peut tourner pour entraîner un déplacement axial de l'anneau 4. Il a la forme d'un cylindre creux duquel s'étendent deux bras radiaux qui se terminent chacun par un œil dans lequel passe un axe permettant sa rotation par rapport à la pièce à laquelle il est lié, l'anneau 14 dans un cas et la tige 21 du vérin 15 dans l'autre.
L'anneau 14 a en coupe la forme d'un I dont la semelle inférieure a vocation à venir, par un déplacement vers l'aval du moteur, obturer un conduit 16 s'étendant à partir de la paroi inférieure du carter interveines 10. Ce conduit qui prend son origine dans la paroi de la veine primaire 4, débouche dans la cavité interne du carter interveines 10, et plus précisément, ici, dans la première enceinte 1 1 . L'air de décharge du compresseur BP passe ainsi dans la première enceinte 1 1 d'où il ressort par la grille d'évacuation 22 pour se mélanger au flux secondaire.
On va maintenant décrire l'apport de la solution préconisée par l'invention dans le mode de réalisation qui a été décrit.
La solution proposée pour répondre aux problèmes d'encombrement dans la cavité interne de la cavité primaire consiste, en premier lieu, à déplacer vers l'aval la position du pivot 18 pour le positionner dans la seconde enceinte 12, et, en second lieu, à positionner le vérin de commande 15 également dans cette seconde enceinte, ce qui libère de l'espace dans la troisième enceinte 13.
Pour cela, les vérins de commande sont positionnés tangentiellement dans la seconde enceinte et la bielle complémentaire 19 a été supprimée. Un degré de liberté supplémentaire en rotation a été ajouté sur le vérin 15 pour ne pas bloquer le système. Ce vérin n'est donc plus fixe mais est en liaison pivot sur un axe radial porté par le carter intermédiaire 7.
Afin de que cette solution soit viable, des travaux d'optimisation sur le diamètre des vérins ont été réalisés afin de pouvoir les loger dans l'espace disponible. Cette réduction de volume du vérin 15 a été rendue possible par son déplacement de la troisième enceinte 13 dans la seconde 12. Dans un turboréacteur la troisième enceinte est en effet comprise dans la zone dite feu, c'est-à-dire une zone dans laquelle les équipements sont soumis à des normes sévères pour garantir leur résistance au feu. Du fait de l'affranchissement de cette contrainte il n'est plus nécessaire de prévoir de système de refroidissement du vérin, dont le diamètre peut alors être considérablement réduit. L'encombrement de la tige du vérin 15 peut, par ailleurs, être aussi réduit en substituant des capteurs de sa position qui lui sont généralement internes, par des capteurs de position en rotation qui sont montés sur les bras qu'il actionne. En conclusion, la solution proposée permet de simplifier le mécanisme du système, de limiter son impact aérodynamique sur la forme à donner au carter interveines 10, de diminuer la masse et l'encombrement des composants du vérin 15 et enfin d'exclure la majorité des composants de l'enceinte située en aval du carter intermédiaire et donc de la zone feu.
Cela représente donc un grand avantage en termes d'installation, particulièrement sur des petits moteurs où la première enceinte 1 1 du carter interveines 10 est particulièrement étroite mais où l'espace inter-bras est néanmoins suffisant pour y installer cette solution.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble constitué d'un carter intermédiaire (7) d'un turboréacteur double flux et d'un carter interveines (10) s'étendant en amont dudit carter intermédiaire pour séparer la veine d'air primaire (4) du turboréacteur de sa veine d'air secondaire (5), ledit carter interveines étant traversé par un conduit obturable (16) de dérivation d'une partie du flux primaire vers le flux secondaire formant vanne de décharge pour le compresseur BP (2), ledit carter intermédiaire comportant des bras (6) traversant le flux secondaire et ledit carter interveines comportant dans sa cavité intérieure une première enceinte (1 1 ) située en amont desdits bras (6) et une seconde enceinte (12) située au niveau desdits bras, ledit conduit étant ouvert ou obturé par une pièce annulaire à déplacement axial (14) mise en mouvement par un bras (17) mobile en rotation autour d'un pivot fixe (18) sous l'action d'un vérin de commande (15),
caractérisé en ce que ledit vérin est positionné dans la seconde enceinte (12).
2. Ensemble selon la revendication 1 dans lequel le vérin (15) est orienté selon la direction circonférentielle du carter intermédiaire (7).
3. Ensemble selon la revendication 2 dans lequel le vérin (15) est monté libre en rotation autour d'un axe orienté radialement.
4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel la tige (21 ) du vérin (15) est directement rattachée au bras de commande (17) de ladite pièce annulaire (14).
5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4 dans lequel le pivot (18) est également positionné dans la seconde enceinte (12).
6. Turboréacteur double flux comportant une vanne de décharge de son compresseur BP (2) par dérivation d'une partie du flux circulant dans sa veine primaire (4) vers sa veine secondaire (5) par l'intermédiaire d'un conduit (16) obturable au moyen d'une pièce annulaire à déplacement axial (14),
caractérisé en ce qu'il comporte un ensemble constitué d'un carter intermédiaire (7) et d'un carter interveines (10) selon l'une des revendications 1 à 5.
PCT/FR2012/051213 2011-05-31 2012-05-30 Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire Ceased WO2012164224A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1322857.2A GB2505838B (en) 2011-05-31 2012-05-30 Turbomachine with bleed valves located at the intermediate case
US14/122,810 US9476362B2 (en) 2011-05-31 2012-05-30 Turbomachine with bleed valves located at the intermediate case

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1154745A FR2976022B1 (fr) 2011-05-31 2011-05-31 Turbomachine a vannes de decharge localisees au niveau du carter intermediaire
FR1154745 2011-05-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2012164224A1 true WO2012164224A1 (fr) 2012-12-06

Family

ID=46420406

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2012/051213 Ceased WO2012164224A1 (fr) 2011-05-31 2012-05-30 Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9476362B2 (fr)
FR (1) FR2976022B1 (fr)
GB (1) GB2505838B (fr)
WO (1) WO2012164224A1 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2881548A1 (fr) * 2013-12-09 2015-06-10 MTU Aero Engines GmbH Compresseur de turbine à gaz
CN110023592A (zh) * 2016-11-25 2019-07-16 赛峰飞机发动机公司 装配有排气系统的双涵道涡轮机

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3033007B1 (fr) * 2015-02-19 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Dispositif pour le reglage individuel d'une pluralite d'aubes radiales fixes a calage variable dans une turbomachine
FR3036136B1 (fr) * 2015-05-15 2019-07-12 Safran Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comportant un conduit de decharge composite
US10794281B2 (en) 2016-02-02 2020-10-06 General Electric Company Gas turbine engine having instrumented airflow path components
US10208676B2 (en) * 2016-03-29 2019-02-19 General Electric Company Gas turbine engine dual sealing cylindrical variable bleed valve
US10753278B2 (en) 2016-03-30 2020-08-25 General Electric Company Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
US11073090B2 (en) 2016-03-30 2021-07-27 General Electric Company Valved airflow passage assembly for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
FR3061519B1 (fr) * 2016-12-30 2019-01-25 Safran Aircraft Engines Moyeu de carter intermediaire comprenant des canaux de guidage du flux de decharge formes par les ailettes de decharge
US10830179B2 (en) 2017-03-01 2020-11-10 General Electric Company Variable bleed valve door assembly and system for gas turbine engines
DE102017117291A1 (de) * 2017-07-31 2019-01-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Luftführungsvorrichtung in einem Flugzeugtriebwerk
US20190055889A1 (en) * 2017-08-17 2019-02-21 United Technologies Corporation Ducted engine compressor bleed valve architecture
CN111058946A (zh) * 2019-12-05 2020-04-24 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种压气机旁路引气装置和系统
FR3107086B1 (fr) 2020-02-10 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Vanne de décharge avec porte et ailette actionnées de manière coordonnée
FR3107319B1 (fr) * 2020-02-19 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe de systeme de changement de pas des pales d’aubes de stator
PL437817A1 (pl) * 2021-05-07 2022-11-14 General Electric Company Układ o zmiennej geometrii i działaniu rozdzielonym do sprężarki silnika turbinowego
US11788429B2 (en) * 2021-08-25 2023-10-17 Rolls-Royce Corporation Variable tandem fan outlet guide vanes
US11802490B2 (en) * 2021-08-25 2023-10-31 Rolls-Royce Corporation Controllable variable fan outlet guide vanes
US20230212989A1 (en) * 2022-01-05 2023-07-06 General Electric Company Bleed valve assemblies
US12366202B2 (en) 2022-01-18 2025-07-22 General Electric Company Bleed valve assemblies
CN114427503B (zh) * 2022-01-21 2023-05-23 中国航发沈阳发动机研究所 一种变循环航空发动机三涵道中介机匣涵道转换机构
FR3133367B1 (fr) * 2022-03-11 2024-08-23 Safran Aircraft Engines Propulseur aeronautique
BE1030421B1 (fr) * 2022-04-05 2023-10-30 Safran Aero Boosters Stator tandem
US12320259B2 (en) 2022-06-27 2025-06-03 General Electric Company Compact bleed valve assemblies
EP4390064A1 (fr) 2022-12-23 2024-06-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Système et procédé de commande de moteur à turbine à gaz permettant de limiter la survitesse de la turbine en cas de défaillance d'arbre
US12312966B1 (en) * 2024-06-05 2025-05-27 Rtx Corporation Gas turbine engine with hybrid fan exit guide vanes
US20250376990A1 (en) * 2024-06-05 2025-12-11 Rtx Corporation Gas turbine engine with split variable fan exit guide vanes and airflow radial total pressure profile re-distribution
US20250376931A1 (en) * 2024-06-05 2025-12-11 Rtx Corporation Gas turbine engine with variable fan exit guide vanes
FR3165464A1 (fr) * 2024-08-07 2026-02-13 Safran Aircraft Engines Bras d’actionnement piloté pour vanne de décharge

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2088303A1 (fr) * 1970-05-04 1972-01-07 Gen Electric
US3861822A (en) * 1974-02-27 1975-01-21 Gen Electric Duct with vanes having selectively variable pitch
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
EP0902179A2 (fr) * 1997-09-09 1999-03-17 United Technologies Corporation Système de soupape de décharge
WO2007129937A1 (fr) * 2006-05-04 2007-11-15 Volvo Aero Corporation Dispositif permettant de faire pivoter au moins un élément pivotant dans une turbine à gaz
EP2034134A1 (fr) * 2007-09-05 2009-03-11 Snecma Dispositif d'actionnement, son utilisation et turboréacteur le comportant
EP2211026A2 (fr) * 2009-01-26 2010-07-28 Rolls-Royce plc Aubes de guidage variables pour turbine à gaz

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4827713A (en) * 1987-06-29 1989-05-09 United Technologies Corporation Stator valve assembly for a rotary machine
FR2902142B1 (fr) * 2006-06-09 2008-09-05 Snecma Sa Systeme de decharge d'un compresseur a basse pression de turbomachine
FR2926328B1 (fr) * 2008-01-14 2015-08-07 Snecma Turbomachine a double flux comportant une veine primaire et un bec mobile dans cette veine primaire

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2088303A1 (fr) * 1970-05-04 1972-01-07 Gen Electric
US3861822A (en) * 1974-02-27 1975-01-21 Gen Electric Duct with vanes having selectively variable pitch
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
EP0902179A2 (fr) * 1997-09-09 1999-03-17 United Technologies Corporation Système de soupape de décharge
WO2007129937A1 (fr) * 2006-05-04 2007-11-15 Volvo Aero Corporation Dispositif permettant de faire pivoter au moins un élément pivotant dans une turbine à gaz
EP2034134A1 (fr) * 2007-09-05 2009-03-11 Snecma Dispositif d'actionnement, son utilisation et turboréacteur le comportant
EP2211026A2 (fr) * 2009-01-26 2010-07-28 Rolls-Royce plc Aubes de guidage variables pour turbine à gaz

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2881548A1 (fr) * 2013-12-09 2015-06-10 MTU Aero Engines GmbH Compresseur de turbine à gaz
US10107194B2 (en) 2013-12-09 2018-10-23 MTU Aero Engines AG Gas turbine
CN110023592A (zh) * 2016-11-25 2019-07-16 赛峰飞机发动机公司 装配有排气系统的双涵道涡轮机
CN110023592B (zh) * 2016-11-25 2020-06-09 赛峰飞机发动机公司 装配有排气系统的双涵道涡轮机

Also Published As

Publication number Publication date
GB201322857D0 (en) 2014-02-12
GB2505838A (en) 2014-03-12
FR2976022A1 (fr) 2012-12-07
US9476362B2 (en) 2016-10-25
GB2505838B (en) 2017-09-27
FR2976022B1 (fr) 2015-05-22
US20140075956A1 (en) 2014-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2012164224A1 (fr) Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire
EP1865184B1 (fr) Turbomachine avec un système de décharge d'un compresseur a basse pression.
EP2742229B1 (fr) Dispositif d'inversion de poussee pour tuyere compacte
EP3415749B1 (fr) Nacelle avec système d'inverseur de poussée présentant des perturbations aérodynamiques limitées
FR2965304A1 (fr) Dispositif de decharge d'air pour turboreacteur d'avion a double flux
WO2016203157A1 (fr) Conduit de veine de décharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv à section variable et actionnement passif
EP2205891A1 (fr) Actionneur linéaire télescopique pour déplacer un premier et un second éléments relativement à un élément fixe
FR2908470A1 (fr) Ensemble de tuyere de turboreacteur double flux
EP1956226B1 (fr) Dispositif de décharge pour un turboréacteur, et turboréacteur le comportant
EP2534360B1 (fr) Tuyère de flux froid d'un turboréacteur à double flux à flux séparés incorporant un inverseur de poussée à grille
WO2021079054A1 (fr) Inverseur de poussée à volets commandés par un mécanisme doté de guignols aéronautiques
EP0589745B1 (fr) Système de réglage d'alimentation d'une turbomachine
FR2983911A1 (fr) Portes de decharge du compresseur a basse pression d'un moteur a turbine a gaz.
EP4288650B1 (fr) Dispositif d'étanchéité pour vanne de décharge d'une turbomachine
FR2926328A1 (fr) Turbomachine a double flux comportant une veine primaire et un bec mobile dans cette veine primaire
FR3107086A1 (fr) Vanne de décharge avec porte et ailette actionnées de manière coordonnée
FR2961257A1 (fr) Procede de montage d'une vanne de decharge dans un turboreacteur d'aeronef, vanne de decharge, et turboreacteur comprenant une telle vanne
EP1609719B1 (fr) Procédé de freinage d'un avion et turboréacteur à double flux pour la mise en oeuvre du procédé
WO2015028735A1 (fr) Inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, comprenant des grilles et des vérins fixes à l'amont des capots mobiles
FR2656377A1 (fr) Installation pour liberer ou fermer l'entree d'air aspire ou la sortie des gaz d'echappement d'une turbine.
FR3059367A1 (fr) Turbomachine a double flux equipee d'un systeme de decharge
FR3088673A1 (fr) Carter intermediaire de turbomachine formant une vanne de decharge semi-ecopant
FR2930762A1 (fr) Ensemble aval d'une nacelle de turboreacteur
FR3027066A1 (fr) Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur d'aeronef et nacelle associee

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12731091

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 14122810

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 1322857

Country of ref document: GB

Kind code of ref document: A

Free format text: PCT FILING DATE = 20120530

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1322857.2

Country of ref document: GB

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 12731091

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1