L'invention concerne un élément (3) pour une turbomachine (1), comportant une paroi (11) et au moins un organe (17) en charge s'étendant sensiblement perpendiculairement à la paroi (11), ledit organe (17) étant destiné à être fixé sur un support (18) servant à la fixation sur une partie structurelle d'un aéronef, caractérisé en ce qu'un organe de protection thermique (23) entoure ledit organe (17), ledit organe de protection thermique (23) comprenant une base (24) en appui souple sur la paroi (11) de l'élément (3), ladite base épousant la forme de ladite paroi et au moins une partie de couverture (26) qui entoure ledit organe en charge.

    A turbine engine includes an element (3), comprising a wall (11) and at least one load-bearing member (17) extending substantially perpendicularly relative to the wall (11), with said member (17) being intended to be attached onto a mounting (18) used for the attachment thereof onto an aircraft structural part. A thermal protection member (23) surrounds said member (17), with said thermal protection member (23) including a base flexibly supported on the wall (11) of the element (3), with said base matching the shape of said wall and at least one covering part which surrounds said load-bearing member.


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    Titel :

    ELEMENT POUR UNE TURBOMACHINE, TELLE PAR EXEMPLE QU'UN TURBOREACTEUR OU UN TURBOPROPULSEUR D'AVION


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    15.03.2019


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Französisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / F01D Strömungsmaschinen [Kraft- und Arbeitsmaschinen oder Kraftmaschinen], z.B. Dampfturbinen , NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES



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