[go: up one dir, main page]

FR2986580A1 - Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique - Google Patents

Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique Download PDF

Info

Publication number
FR2986580A1
FR2986580A1 FR1251174A FR1251174A FR2986580A1 FR 2986580 A1 FR2986580 A1 FR 2986580A1 FR 1251174 A FR1251174 A FR 1251174A FR 1251174 A FR1251174 A FR 1251174A FR 2986580 A1 FR2986580 A1 FR 2986580A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
fan
connecting piece
turbomachine
blower
cone
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
FR1251174A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2986580B1 (fr
Inventor
Jean-Pierre Francois Lombard
Wouter Balk
Sebastien Pautard
Benjamin Samson
Benjamin Kiener-Calvet
Frederic Rogues
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
Safran SA
Original Assignee
Safran SA
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA, SNECMA SAS filed Critical Safran SA
Priority to FR1251174A priority Critical patent/FR2986580B1/fr
Priority to GB1302069.8A priority patent/GB2502399B/en
Priority to US13/761,744 priority patent/US9284842B2/en
Publication of FR2986580A1 publication Critical patent/FR2986580A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2986580B1 publication Critical patent/FR2986580B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/025—Fixing blade carrying members on shafts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • 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
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/14—Spinners
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/326—Locking of axial insertion type blades by other means
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/326—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans comprising a rotating shroud
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/646—Mounting or removal of fans
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Landscapes

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

Abstract

Pièce de liaison (26) d'une turbomachine, telle en particulier un turboréacteur, montée entre un cône de soufflante (24) et un disque de soufflante (21) supportant des aubes de soufflante, ladite pièce de liaison comportant une paroi annulaire (28) percée de plusieurs orifices destinés à recevoir chacun un organe de fixation (30) et terminée par un rebord (32) sensiblement perpendiculaire dont une surface externe (32A) assure un prolongement aérodynamique de la soufflante entre une surface extérieure (24A) du cône de soufflante et une surface extérieure (22A) d'une plateforme d'aubes de soufflante (22), la paroi annulaire étant constituée en un premier matériau composite et pourvue sur une surface interne (32B) du rebord d'un anneau (34) constitué en un second matériau différent du premier et apte à assurer une rétention radiale de la plateforme d'aubes de soufflante.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines aéronautiques, en particulier les turboréacteurs. Elle vise plus particulièrement une pièce de liaison à fonction de rétention radiale telle qu'une virole de soufflante assurant une liaison mécanique et aérodynamique entre un cône d'entrée de soufflante, des plateformes d'aubes de soufflante, constituant la veine intérieure entre les aubes de soufflante, et un disque de soufflante. Un turboréacteur comprend à son extrémité amont une entrée d'air alimentant une soufflante et un compresseur dont les aubes sont portées par des disques solidaires d'un arbre rotorique qui s'étend sur une majeure partie du turboréacteur et qui est entraîné en rotation par une turbine du turboréacteur. Un cône d'entrée est monté à l'extrémité amont de cette plateforme pour dévier une partie du flux d'air qui pénètre à l'intérieur du turboréacteur vers les aubes de la soufflante, ce flux étant ensuite séparé en un flux primaire qui alimente le générateur de gaz et en un flux secondaire qui fournit la majorité de la poussée du moteur. Dans la technique actuelle, le cône d'entrée est monté fixement en bout de la plateforme et sa forme et ses dimensions sont déterminées afin d'optimiser les incidences de l'air sur les pieds des aubes de soufflante pour une phase de vol donnée, le cône d'entrée devant également permettre la déviation des particules ou matières solides vers l'extérieur ou constituer une protection contre l'ingestion de glace. La liaison avec la plateforme de soufflante est soumise à la fois à des contraintes de tenue mécanique et de performance aérodynamique.
Or, les technologies métalliques actuelles pénalisent le devis masse de la ligne rotor basse pression, 1"intégration d'une fonction de profilage (contouring) aérodynamique (veine 3D) pénalisant en outre le coût de fabrication. De même, les liaisons composites existantes n'intègrent pas la fonction de rétention radiale de pièces adjacentes. On notera que cette fonction de rétention radiale s'applique principalement dans des conditions de fonctionnement accidentel en cas d'ingestion de corps étranger ou de perte d'aube de soufflante (effet des réactions dynamiques de l'aube en liaison pendant le phénomène transitoire). Le choix d'une structure adaptée pour cette pièce de liaison résulte donc d'un compromis entre ces deux contraintes relativement contradictoires et les structures de l'art antérieur ne répondent pas de façon réellement satisfaisante à ces deux contraintes. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but de proposer une pièce de liaison dans une turbomachine satisfaisant des contraintes de tenue mécanique et de performance aérodynamique souhaitées. L'invention a aussi pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème. Elle a donc pour objet une pièce de liaison d'une turbomachine, telle en particulier un turboréacteur, montée entre un cône de soufflante et un disque de soufflante supportant des aubes de soufflante, ladite pièce de liaison comportant une paroi annulaire percée de plusieurs orifices destinés à recevoir chacun un organe de fixation et terminée par un rebord sensiblement perpendiculaire dont une surface externe assure un prolongement aérodynamique de ladite soufflante entre une surface extérieure dudit cône de soufflante et une surface extérieure d'une plateforme d'aubes de soufflante, caractérisée en ce que ladite paroi annulaire est constituée en un premier matériau composite et pourvue sur une surface interne dudit rebord d'un anneau constitué en un second matériau différent du premier et apte à assurer une rétention radiale de ladite plateforme d'aubes de soufflante. Ainsi, il devient possible de garantir cette fonction de rétention radiale de la plateforme tout en assurant un gain maximal de poids du fait de l'emploi majoritaire d'un matériau composite.
Avantageusement, ledit second matériau peut être soit un matériau métallique, par exemple du titane ou un alliage métallique à base de titane ou d'aluminium soit un matériau composite à fibres longues, par exemple du type enroulement de fil, de ruban ou de préforme tissée ou cousue de carbone, verre ou aramide.
De préférence, lesdits orifices sont munis d'inserts métalliques, par exemple en titane ou en alliage métallique à base de titane et ladite surface externe assurant le prolongement aérodynamique de ladite soufflante peut être recouverte d'un tissu en matériau composite. L'invention propose également une soufflante de turbomachine, comportant une pièce de liaison du type décrit ci-dessus et une turbomachine, telle qu'un turboréacteur, intégrant une telle soufflante. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue externe schématique d'une turbomachine ; - la figure 2 est une coupe longitudinale dans son environnement d'une pièce de liaison selon l'invention ; et - les figures 3A et 3B sont respectivement une vue en perspective et une coupe radiale de la pièce de liaison de la figure 2. Description détaillée de l'invention Le turboréacteur représenté schématiquement à la figure 1 comprend, de l'amont vers l'aval dans le sens d'écoulement du flux gazeux, une soufflante 10 disposée en entrée du turboréacteur, un compresseur 12, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 16 et une turbine basse pression 18. Les turbines haute (HP) et basse (BP) pression sont respectivement couplées au compresseur 12 et à la soufflante 10 par des arbres coaxiaux HP et BP (non représentés). Le turboréacteur est logé dans un carter comprenant plusieurs parties correspondant à chacun de ces différents composants et, notamment, la soufflante 10 est entourée par un carter de soufflante 20 sensiblement cylindrique qui permet de canaliser un flux d'air entrant dans le turboréacteur. L'arbre basse pression porte à son extrémité amont une pluralité d'aubes de soufflante dont les extrémités radialement internes sont fixées de façon classique sur un disque de soufflante (référencé 21 sur la figure 2), en contact avec des plateformes inter-aubes 22, et un cône d'entrée 24 est raccordé à ces plateformes portant les aubes de soufflante via une pièce de liaison 26, pour dévier vers ces aubes la partie centrale du flux gazeux entrant. La figure 2 montre plus précisément cette pièce de liaison, ou virole 26, montée entre le cône d'entrée 24 et le disque de soufflante 21, les plateformes inter-aubes de soufflante 22 assurant la continuité aérodynamique avec le cône d'entrée, et dont des vues de détail sont illustrées aux figures 3A et 3B. Selon l'invention, la pièce de liaison est formée par une paroi annulaire 28 percée de plusieurs orifices 28A destinés à recevoir chacun un organe de fixation 30 (par exemple du type vis-écrou) reliant le cône d'entrée ou une pièce intermédiaire 31 qui lui est solidaire au disque de soufflante 21, et terminée par un rebord 32 sensiblement perpendiculaire dont une surface externe 32A assure un prolongement aérodynamique de la soufflante entre une surface extérieure 24A du cône de soufflante et une surface extérieure 22A de ladite plateforme d'aubes de soufflante, la paroi annulaire étant constituée en un premier matériau composite et pourvue sur une surface interne 32B du rebord d'un anneau 34 constitué en un second matériau différent du premier et apte à assurer une rétention radiale de la plateforme d'aubes de soufflante 22.
Cette pièce de liaison est ainsi une pièce de révolution hybride constituée d'un corps 28, 32 en un premier matériau renforcé d'un anneau 34 en un second matériau, le tout permettant de satisfaire l'ensemble des fonctions tout en présentant une masse optimisée par rapport à l'état de l'art.
Le premier matériau est avantageusement un composite thermodurcissable, par exemple un « HexMCC) » tel que le propose la société américaine Hexcel, ou un composite thermoplastique tel un « Xycomp® » proposé par la société américaine Greene Tweed. Ces deux composites permettent en effet l'obtention de géométries complexes satisfaisant les exigences de performance aérodynamique (profilage de veine 3D). Mais, des composites SMC/BMC à fibres courtes « sheet moulding coupound » et « Bulk Moulding Compound » peuvent aussi convenir. Le second matériau peut être un métal, par exemple du titane ou un alliage métallique à base de titane (ou d'aluminium) ou encore un composite à fibres longues (>10 mm), par exemple du type enroulement 2 9865 80 5 de fil, de ruban ou de préforme tissée ou cousue de carbone, verre, kevlar® ou aramide. Ce second matériau permet d'assurer la tenue radiale de la plateforme tout en répartissant de façon tangentielle les charges locales associées.
5 Des inserts 36 métalliques ou composites à fibres longues peuvent être ajoutés pour assurer la tenue des fixations mécaniques 30 avec le cône avant 24. Un tissu, ou une matière composite, sec ou pré-imprégné 38 formé d'une matrice en résine époxy ou thermoplastique et d'un renfort 10 (carbone, verre, kevlar® ou aramide) de fibres (unidirectionnelles ou (en nappe) ou bidirectionnelles) peut en outre être utilisé sur la surface externe 32A de la pièce de liaison pour des fonctions de tenue à la foudre ou à l'érosion. Classiquement, ce tissu en composite est introduit dans le moule de la pièce de liaison avant une étape de consolidation (par 15 exemple de polymérisation). Cette pièce de liaison est obtenue par un procédé de transformation par moulage selon les étapes suivantes : Le moule étant avantageusement préalablement réalisé en plusieurs parties mobiles, il est tout d'abord procédé à la mise en place de l'anneau de rétention constitué du second matériau au positionnement 20 d'éventuels inserts dans les parties appropriées du moule. Le premier matériau composite (qui se présente le plus souvent sous la forme d'un rouleau de matière brute pouvant être plié ou coupé ou sous forme de « hachis » de fibres) peut alors être introduit dans le moule ainsi constitué. Le moule est ensuite fermé et sa mise en température et en 25 compression peut être engagée pour permettre la consolidation de la matrice du premier matériau. Une fois celle-ci achevée, le moule peut être ouvert et mis à l'ambiante afin de permettre enfin le démoulage de la pièce de liaison. On notera que la nature différente du second matériau, métal ou composite, permet à celui-ci ne pas être affecté par l'étape de 30 consolidation du premier matériau.

Claims (7)

  1. REVENDICATIONS1. Pièce de liaison (26) d'une turbomachine, telle en particulier un turboréacteur, montée entre un cône de soufflante (24) et un disque de soufflante (21) supportant des aubes de soufflante, ladite pièce de liaison comportant une paroi annulaire (28) percée de plusieurs orifices (28A) destinés à recevoir chacun un organe de fixation (30) et terminée par un rebord (32) sensiblement perpendiculaire dont une surface externe (32A) assure un prolongement aérodynamique de ladite soufflante entre une surface extérieure (24A) dudit cône de soufflante et une surface extérieure (22A) d'une plateforme d'aubes de soufflante (22), caractérisée en ce que ladite paroi annulaire est constituée en un premier matériau composite et pourvue sur une surface interne (32B) dudit rebord d'un anneau (34) constitué en un second matériau différent du premier et apte à assurer une rétention radiale de ladite plateforme d'aubes de soufflante.
  2. 2. Pièce de liaison selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit second matériau est un matériau composite à fibres longues, par exemple du type enroulement de fil, de ruban ou de préforme tissée ou cousue de 20 carbone, verre ou aramide.
  3. 3. Pièce de liaison selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit second matériau est un matériau métallique, par exemple du titane ou un alliage métallique à base de titane ou d'aluminium. 25
  4. 4. Pièce de liaison selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisée en ce que lesdits orifices sont munis d'inserts métalliques (36), par exemple en titane ou en alliage métallique à base de titane. 30
  5. 5. Pièce de liaison selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite surface externe assurant le prolongement aérodynamique de ladite soufflante est recouverte d'un tissu en matériau composite (38).
  6. 6. Soufflante de turbomachine, comportant au moins une pièce de liaison 35 (28, 32) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
  7. 7. Turbomachine comportant une soufflante ayant au moins une pièce de liaison (28, 32) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
FR1251174A 2012-02-08 2012-02-08 Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique Active FR2986580B1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1251174A FR2986580B1 (fr) 2012-02-08 2012-02-08 Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique
GB1302069.8A GB2502399B (en) 2012-02-08 2013-02-06 An Axisymmetric Part For An Aviation Turbine Engine Rotor
US13/761,744 US9284842B2 (en) 2012-02-08 2013-02-07 Axisymmetric part for an aviation turbine engine rotor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1251174A FR2986580B1 (fr) 2012-02-08 2012-02-08 Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2986580A1 true FR2986580A1 (fr) 2013-08-09
FR2986580B1 FR2986580B1 (fr) 2014-02-28

Family

ID=47988784

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1251174A Active FR2986580B1 (fr) 2012-02-08 2012-02-08 Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique

Country Status (3)

Country Link
US (1) US9284842B2 (fr)
FR (1) FR2986580B1 (fr)
GB (1) GB2502399B (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3024753A1 (fr) * 2014-08-11 2016-02-12 Snecma Ensemble de liaison pour parties de carter d'une turbomachine

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201317161D0 (en) * 2013-09-27 2013-11-06 Rolls Royce Plc Retainer plate
GB201401932D0 (en) * 2014-02-05 2014-03-19 Rolls Royce Plc A fan casing for a gas turbine engine
EP2915953B1 (fr) * 2014-03-03 2019-01-16 Rolls-Royce Corporation Casserole d'hélice pour moteur de turbine à gaz
US10094282B2 (en) * 2014-07-30 2018-10-09 United Technologies Corporation Spinner aft-extended forward return flange
FR3033179B1 (fr) * 2015-02-26 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
USD795787S1 (en) * 2016-02-19 2017-08-29 Neva Aerospace Limited Turbine
US10583913B2 (en) 2017-03-14 2020-03-10 General Electric Company Stud push out mount for a turbine engine spinner assembly having a spinner push out stud joint connecting through a counterbore of a spinner bolt hole
US10677090B2 (en) * 2017-05-10 2020-06-09 General Electric Company Component having co-bonded composite and metal rings and method of assembling same
FR3089548B1 (fr) * 2018-12-07 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee a l’amont par une virole

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5281096A (en) * 1992-09-10 1994-01-25 General Electric Company Fan assembly having lightweight platforms
EP0850831A2 (fr) * 1996-12-24 1998-07-01 United Technologies Corporation CÔne avant et sa méthode de réparation
EP1227036A2 (fr) * 2001-01-27 2002-07-31 ROLLS-ROYCE plc Cone d'entrée pour réacteur
FR2930595A1 (fr) * 2008-04-24 2009-10-30 Snecma Sa Rotor de soufflante d'une turbomachine ou d'un moteur d'essai
US20110103726A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 General Electric Company Composite load-bearing rotating ring and process therefor

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007003276B4 (de) * 2007-01-23 2013-11-28 Airbus Operations Gmbh Luft- und Raumfahrzeug mit einem CFK-Bauteil und einem Metallbauteil, wobei das CFK-Bauteil und das Metallbauteil über wenigstens ein Verbindungselement mit einem Verbindungsabschnitt miteinander verbunden sind
DE102009016802A1 (de) * 2009-04-09 2010-10-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Einlaufkonus aus Faserverbundmaterial für ein Gasturbinentriebwerk
US9261112B2 (en) * 2012-04-24 2016-02-16 General Electric Company Dampers for fan spinners of aircraft engines
US20140186166A1 (en) * 2012-12-27 2014-07-03 General Electric Company Hybrid Continuous Fiber Chopped Fiber Polymer Composite Structure
US9969489B2 (en) * 2013-02-08 2018-05-15 General Electric Company Hybrid spinner support

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5281096A (en) * 1992-09-10 1994-01-25 General Electric Company Fan assembly having lightweight platforms
EP0850831A2 (fr) * 1996-12-24 1998-07-01 United Technologies Corporation CÔne avant et sa méthode de réparation
EP1227036A2 (fr) * 2001-01-27 2002-07-31 ROLLS-ROYCE plc Cone d'entrée pour réacteur
FR2930595A1 (fr) * 2008-04-24 2009-10-30 Snecma Sa Rotor de soufflante d'une turbomachine ou d'un moteur d'essai
US20110103726A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 General Electric Company Composite load-bearing rotating ring and process therefor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3024753A1 (fr) * 2014-08-11 2016-02-12 Snecma Ensemble de liaison pour parties de carter d'une turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
GB2502399B (en) 2019-02-20
FR2986580B1 (fr) 2014-02-28
GB2502399A (en) 2013-11-27
US9284842B2 (en) 2016-03-15
GB201302069D0 (en) 2013-03-20
US20130202449A1 (en) 2013-08-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2986580A1 (fr) Piece de revolution de rotor de turbomachine aeronautique
EP3597863B1 (fr) Aube directrice de sortie composite avec fixation métallique pour turbomachine
EP2872746A1 (fr) Procédé de fabrication d'un carter de turbomachine dans un matériau composite et carter associé
EP4093670A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2021181045A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP2714517B1 (fr) Ensemble pour une nacelle d'aéronef
EP4320339A1 (fr) Virole exterieure de carter intermediaire en materiau composite, pour turbomachine d'aeronef
EP4028248B1 (fr) Dispositif de fabrication d'une piece creuse et une telle piece creuse
EP3898157B1 (fr) Preforme avec un renfort fibreux tisse en une seule piece pour plateforme inter aube
FR2995344A1 (fr) Procede de fabrication d'un carter d'echappement en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et carter d'echappement ainsi obtenu
FR2968364A1 (fr) Element de soufflante de turboreacteur a double flux
WO2020157438A1 (fr) Carter de soufflante pour une turbomachine d'aeronef
FR3005693A1 (fr) Turbomachine d'aeronef a double flux comprenant une virole inter-veine a maintien aval simplifie
WO2023139332A1 (fr) Aube de redresseur de flux secondaire de turbomachine, turbomachine munie de celle-ci
FR3041380B1 (fr) Assemblage pour dispositif de circulation d'air pour turbomachine
EP3921526B1 (fr) Soufflante de turbomachine
BE1027359B1 (fr) Rotor hybride à coquille externe rapportée contre la paroi annulaire composite
EP2499341B1 (fr) Assemblage pour turbomachine d'aeronef
BE1027190B1 (fr) Rotor hybride avec inserts
WO2025027257A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3138904A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3138905A1 (fr) Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3087827A1 (fr) Carter de soufflante en materiau composite comprenant des brides metalliques
EP4511214A1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite
WO2025061698A1 (fr) Carter de compresseur basse pression d'une turbomachine d'aéronef

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719

Owner name: SAFRAN, FR

Effective date: 20170719

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14