Secteur de virole intérieure pour turbomachine d'aéronef

• Main Authors: VITRA, Julien, MATHON, Richard, LACROIX, Florian Benjamin Kévin, POUPARD, Arnaud, NABIAS, Philippe Didier Edmond Andre Liberal
• Format: Patent
• Language: French
• Published: 26.07.2024
• Subjects: AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; BLASTING; COMBUSTION ENGINES; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS; ENGINE PLANTS IN GENERAL; GAS-TURBINE PLANTS; HEATING; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS; LIGHTING; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; MECHANICAL ENGINEERING; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES; STEAM ENGINES; WEAPONS

Un secteur de virole intérieure (1) configuré pour être monté dans une turbomachine d'aéronef, la virole intérieure étant une pièce de révolution d'axe longitudinal (X) orienté d'amont en aval, le secteur de virole intérieure (1) comprenant un corps principal (2) comportant une surface extérieure (Sext) configurée pour délimiter intérieurement une veine secondaire, le corps principal (2) comprenant une extrémité amont (3) configurée pour être fixée sur un moyeu d'un carter intermédiaire de la turbomachine d'aéronef, le corps principal (2) étant constitué d'un matériau composite comprenant une pluralité de fibres de renfort dans une matrice, le secteur de virole intérieure (1) comprenant au moins une colonne creuse (13) montée sur l'extrémité amont (3) du corps principal (2), chaque colonne creuse (13) s'étendant radialement et étant configurée pour recevoir un élément de fixation pour fixer le secteur de virole intérieure (1) sur le moyeu du carter intermédiaire. Figure de l'abrégé : Figure 4 The invention relates to an inner shroud sector (1) configured to be mounted in an aircraft turbine engine, the inner shroud being a rotating part having a longitudinal axis (X) oriented from upstream to downstream, the inner shroud sector (1) comprising a main body (2) having an outer surface (Sext) configured to internally delimit a secondary flow path, the main body (2) comprising an upstream end (3) configured to be attached to a hub of an intermediate casing of the aircraft turbine engine, the main body (2) being made of a composite material comprising a plurality of reinforcing fibres in a matrix, the inner shroud sector (1) comprising at least one hollow column (13) mounted on the upstream end (3) of the main body (2), each hollow column (13) extending radially and being configured to accommodate an attachment element for attaching the inner shroud sector (1) to the hub of the intermediate casing.