EP1265036A1 - Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique - Google Patents

Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique Download PDF

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EP1265036A1
EP1265036A1 EP02291365A EP02291365A EP1265036A1 EP 1265036 A1 EP1265036 A1 EP 1265036A1 EP 02291365 A EP02291365 A EP 02291365A EP 02291365 A EP02291365 A EP 02291365A EP 1265036 A1 EP1265036 A1 EP 1265036A1
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EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
seal
turbomachine according
composite material
turbomachine
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EP02291365A
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German (de)
English (en)
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EP1265036B1 (fr
Inventor
Pierre Camy
Benoít Carrere
Eric Conete
Alexandre Forestier
Georges Habarou
Didier Hernandez
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 Moteurs SA
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/60—Assembly methods
    • F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
    • F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation

Definitions

  • the present invention relates to the specific field of turbomachinery and it is more particularly interested in the problem posed by the assembly of a CMC type composite material combustion chamber (ceramic matrix composite) in the metal casing of a turbomachine.
  • the turbine high pressure in particular its inlet distributor (HPT nozzle), the combustion as well as the casing (also called envelope) of this chamber are made of the same material, generally metallic.
  • HPT nozzle inlet distributor
  • the combustion as well as the casing (also called envelope) of this chamber are made of the same material, generally metallic.
  • the use of a metal chamber proves from a thermal point of view totally unsuitable and it must be resorted to a chamber based on CMC type high temperature composite materials.
  • the difficulties of using these materials and their cost mean that their use is most often limited to the combustion chamber itself, the inlet distributor of the high pressure turbine and the housing then remaining more conventionally made of metallic materials.
  • the materials metallic and composite materials have coefficients of expansion very different thermal. This results in particularly acute problems of connection between the crankcase and the combustion and interface chamber at the distributor, at the inlet of the high pressure turbine.
  • the present invention overcomes these drawbacks by proposing an assembly of the combustion chamber in the crankcase having the capacity to absorb the displacements induced by the differences in the expansion coefficients of these rooms.
  • An object of the invention is also to propose an assembly which allows a simplification of the manufacture of the combustion chamber.
  • a turbomachine comprising, in a annular envelope of metallic material and in a direction F of flow of gas, a fuel injection assembly, a combustion chamber ring of composite material having a longitudinal axis and a distributor ring made of metallic material forming the input stage with fixed blades of a high pressure turbine, characterized in that said combustion chamber in composite material is held in position in said annular casing metallic by a plurality of tongues of elastic material, regularly distributed around said combustion chamber, each of these tabs having three branches connected in a star, the ends of two of these three branches being fixed integrally at a downstream end of said chamber combustion of composite material, opposite to said injection system, by first and second fastening means and the end of the last of these three branches being fixed integrally to said envelope metallic ring by third fastening means, the elasticity of said fastening tabs allow high expansion at high temperatures radial of said combustion chamber with respect to said annular casing.
  • the first, second and third fixing means each preferably consists of a plurality of bolts.
  • the third means of fixing are constituted by a plurality of bolts, the first and second fastening means each preferably consisting of a plurality of crimping elements.
  • the turbomachine of the invention further comprises a closing ring of ceramic composite material fixed integrally to said downstream end of said combustion chamber and intended to form a plane support for a seal ensuring the seal between said chamber combustion and said distributor.
  • This closing ring is preferably brazed on said downstream end of the combustion chamber. It may include a return part arranged in the extension of the wall of the combustion.
  • the support plane of the seal is formed in a plane perpendicular to said longitudinal axis of said combustion chamber.
  • the support plane of the seal is formed in a plane parallel to said longitudinal axis of said combustion chamber.
  • the seal is preferably the “omega” joint type.
  • the support plane of the seal is formed in an inclined plane relative to said axis longitudinal of said combustion chamber.
  • the seal sealing is preferably of the type "lamellar" seal held against said closing ring by means of an elastic element integral with said dispenser.
  • this seal may include a plurality of leakage orifices calibrated.
  • Passage orifices 54, 56 formed in the metal platforms external 46 and internal 48 of the distributor 42 are further provided to ensure cooling of the stationary vanes 44 of the distributor at the inlet of the turbine rotor high pressure from the compressed oxidizer available at the outlet of the diffusion 18 and flowing in two streams F1, F2 on either side of the combustion 24.
  • These fixing tabs are mounted for a first part of them (see tab referenced 58) between the annular envelope external 12 and the external axial wall 26 of the combustion chamber and for a second part (like the tongue 60) between the internal annular envelope 14 and the internal axial wall 28 of the combustion chamber.
  • Each flexible fixing tab made of metallic material for example the tongue 58 shown in Figure 3, consists of three branches connected in a star to present a general shape of Y with three attachment points, the ends 62a, 62b; 64a, 64b of two of these three branches being fixed integrally at a downstream end, opposite the injection system 20, forming flange 68, 70 (i.e.
  • a closing ring made of ceramic composite material 84, 86 is fixedly held, for example by soldering, against the flange 68, 70 of the chamber combustion to form a support surface for a circular seal “omega” type 88, 90 mounted in a groove 92, 94 of each of the platforms external 46 and internal 48 of the dispenser and intended to ensure sealing between the combustion chamber 24 and the distributor 42.
  • this ferrule allows for its sufficient thickness to "drown" the screw heads of the first 72a, 74a and seconds 72b, 74b fixing means.
  • FIG. 4 illustrates a second embodiment of the invention in which the downstream end of the combustion chamber no longer has a flange configuration, perpendicular to the longitudinal axis of the chamber combustion, but on the contrary a configuration either parallel to this axis or inclined with respect to it (this inclination can go up to 90 °).
  • These non-perpendicular configurations of the downstream end of the chamber provide improvement in the manufacturing of the chamber walls by allowing in particular better densification of the material on the shelves.
  • the downstream end 70 of the internal axial wall 28 of the combustion chamber has a configuration parallel to the axis longitudinal 10 of this chamber (see the detail in FIG. 6) and comes to bear radial, via the ferrule made of composite material 86, against the circular platform internal 48 of the distributor.
  • this platform is provided with a groove 94 in which is housed a gasket 90 of type "omega" intended to ensure the seal between the combustion chamber 24 and the distributor 42, at the level of the internal axial wall of this chamber.
  • a gasket 90 of type "omega" intended to ensure the seal between the combustion chamber 24 and the distributor 42, at the level of the internal axial wall of this chamber.
  • a ferrule made of composite material 84 is preferably brazed on the downstream end to form a support plane for a seal ensuring the seal between the combustion chamber 24 and the distributor 42, at the level this time from the outer axial wall of this chamber.
  • the joint now consists of a circular joint of "slat" type 106 held against an elastic element 108, preferably a leaf spring, integral with the distributor.
  • FIG. 5A illustrates another variant of an embodiment of the invention in which the attachment of the tabs 58 to the downstream end of the combustion chamber 68 is effected by a crimped connection, the bolts 72a, 72b being replaced by crimping elements 72c, 72d.
  • the closing ring 84 is advantageously provided with a chamber 84a return part arranged in the extension of the outer wall 26 of the combustion chamber.
  • orifices of leakage calibrated 110 are provided at the seal 106.
  • Figure 4 shows a configuration with one end downstream of the parallel internal axial wall and a downstream end of the external wall inclined by about 45 °, it is of course quite possible to predict the reverse configuration with a downstream end of the parallel external axial wall and a downstream end of the inclined inner wall.
  • the flexibility of the fixing tabs 58, 60 makes it possible to support the difference in thermal expansion occurring at high temperatures between the combustion chamber made of composite material and the annular casing while ensuring the maintenance and positioning of this chamber.

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Abstract

Dans une turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20 ; 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, il est prévu que la chambre de combustion soit maintenue en position dans l'enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60) comportant chacune trois branches reliées en étoile, les extrémités (62a, 62b ; 64a, 64b) de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval (68, 70) de la chambre de combustion par respectivement des premiers (72a, 74a) et seconds (72b, 74b) moyens de fixation et l'extrémité (76, 78) de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à l'enveloppe annulaire (12, 14) par des troisièmes moyens de fixation (80, 82).

Description

Domaine de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par le montage d'une chambre de combustion en matériau composite de type CMC (composite à matrice céramique) dans le carter métallique d'une turbomachine.
Art antérieur
Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de combustion ainsi que le carter (appelé aussi enveloppe) de cette chambre sont réalisés dans un même matériau, généralement métallique. Cependant, dans certaines conditions particulières d'utilisation mettant en oeuvre des températures de combustion notablement élevées, l'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thermique totalement inadaptée et il doit être recouru à une chambre à base de matériaux composites haute température de type CMC. Toutefois, les difficultés de mise en oeuvre de ces matériaux et leur coût font que leur utilisation est le plus souvent limitée à la chambre de combustion elle même, le distributeur d'entrée de la turbine haute pression et le carter restant alors réalisés plus classiquement en des matériaux métalliques. Or, les matériaux métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation thermique très différents. Il en résulte des problèmes particulièrement aigus de liaison entre le carter et la chambre de combustion et d'interface au niveau du distributeur, en entrée de la turbine haute pression.
Objet et définition de l'invention
La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans le carter ayant la capacité d'absorber les déplacements induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces. Un but de l'invention est aussi de proposer un montage qui permette une simplification de la fabrication de la chambre de combustion.
Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion annulaire en matériau composite ayant un axe longitudinal et un distributeur annulaire en matériau métallique formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion en matériau composite est maintenue en position dans ladite enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes en matériau élastique, régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, chacune de ces languettes comportant trois branches reliées en étoile, les extrémités de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval de ladite chambre de combustion en matériau composite, opposée audit système d'injection, par respectivement des premiers et seconds moyens de fixation et l'extrémité de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique par des troisièmes moyens de fixation, l'élasticité desdites languettes de fixation permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion par rapport à ladite enveloppe annulaire.
Avec cette structure particulière de liaison fixe, les différentes usures dues aux corrosions de contact des systèmes de l'art antérieur peuvent être évitées et la présence des languettes élastiques en lieu et place des brides traditionnelles permet un gain en masse particulièrement appréciable. En outre, ces languettes, de part leur élasticité, permettent de supporter facilement l'écart de dilatation apparaissant aux températures élevées entre pièces métalliques et composites tout en assurant un parfait maintien et bon centrage de la chambre de combustion dans le carter.
Dans un premier mode de réalisation, les premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués chacun de préférence par une pluralité de boulons. Dans un mode de réalisation alternatif, seuls les troisièmes moyens de fixation sont constitués par une pluralité de boulons, les premiers et seconds moyens de fixation étant constitués chacun de préférence par une pluralité d'éléments de sertissage.
Avantageusement, la turbomachine de l'invention comporte en outre une virole de fermeture en matériau composite céramique fixée solidairement à ladite extrémité aval de ladite chambre de combustion et destinée à former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité assurant l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur. Cette virole de fermeture est de préférence brasée sur ladite extrémité aval de la chambre de combustion. Elle peut comporter une partie en retour disposée dans le prolongement de la paroi de la chambre de combustion.
Selon une première variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
Selon une seconde variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan parallèle audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
Dans ces deux variantes de configuration, le joint d'étanchéité est de préférence du type joint « oméga ».
Selon une troisième variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan incliné par rapport audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion. Dans cette configuration, le joint d'étanchéité est de préférence du type joint « à lamelles » maintenu contre ladite virole de fermeture au moyen d'un élément élastique solidaire dudit distributeur. Avantageusement, ce joint peut comporter une pluralité d'orifices de fuite calibrés.
Brève description des dessins
Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels :
  • la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine dans un premier mode de réalisation de l'invention,
  • la figure 2 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1,
  • la figure 3 montre une languette de fixation de la chambre de combustion,
  • la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine dans un second mode de réalisation de l'invention,
  • la figure 5 est une vue agrandie d'une partie de la figure 3,
  • la figure 5A illustre une variante de réalisation de l'invention, et
  • la figure 6 illustre une autre partie de la figure 3.
Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomachine dans la suite de la description) comprenant :
  • une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12 en matériau métallique, d'axe longitudinal 10,
  • une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14 également en matériau métallique,
  • un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12 et 14 recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 définissant un flux général F d'écoulement des gaz,
cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement des gaz, tout d'abord un ensemble d'injection formé d'une pluralité de systèmes d'injection 20 régulièrement répartis autour du conduit 18 et comportant chacun une buse d'injection de carburant 22 fixée sur l'enveloppe annulaire externe 12 (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion 24 en matériau composite haute température, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale interne 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette chambre de combustion et qui comporte des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple des boulons métalliques ou réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36, 38 des parois axiales 26, 28, ce fond de la chambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour permettre l'injection du carburant et d'une partie du comburant dans la chambre de combustion 24, et enfin un distributeur annulaire 42 en matériau métallique formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate-forme circulaire externe 46 et une plate-forme circulaire interne 48. Le distributeur repose notamment sur des moyens support 49 solidaire de l'enveloppe annulaire de la turbomachine et il est fixé à celle-ci par des premiers moyens de fixation amovibles constitués de préférence par une pluralité de boulons 50.
Des orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes métalliques externe 46 et interne 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un refroidissement des aubes fixes 44 du distributeur en entrée du rotor de la turbine haute pression à partir du comburant comprimé disponible en sortie du conduit de diffusion 18 et s'écoulant en deux flux F1, F2 de part et d'autre de la chambre de combustion 24.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention, la chambre de combustion 24, qui a un coefficient de dilatation thermique très différent des autres pièces métalliques formant la turbomachine, est maintenue fixement en position dans l'enveloppe annulaire par une pluralité de languettes souples 58, 60 régulièrement réparties autour de la chambre de combustion (la figure 2 illustre une de ces fixations). Ces languettes de fixation sont montées pour une première partie d'entre elles (voir la languette référencée 58) entre l'enveloppe annulaire externe 12 et la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion et pour une seconde partie (comme la languette 60) entre l'enveloppe annulaire interne 14 et la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion.
Chaque languette de fixation souple en matériau métallique, par exemple la languette 58 représentée sur la figure 3, est constituée de trois branches reliées en étoile pour présenter une forme générale de Y avec trois points d'attache, les extrémités 62a, 62b; 64a, 64b de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval, opposée au système d'injection 20, formant bride 68, 70 (c'est à dire disposée dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal 10 de la chambre) de la paroi axiale externe 26 et interne 28 de la chambre de combustion en matériau composite par respectivement des premiers 72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation et l'extrémité 76 ; 78 de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à l'une ou l'autre des enveloppes annulaires métalliques externe 12 ou interne 14 par des troisièmes moyens de fixation 80, 82. On notera que, selon la souplesse recherchée, une largeur constante ou non, une forme de languette en U ou en V, ou autre, dans la mesure où elle comporte trois points d'attache serait tout aussi envisageable.
Une virole de fermeture en matériau composite céramique 84, 86 est maintenue fixement, par exemple par brasage, contre la bride 68, 70 de la chambre de combustion pour former un plan d'appui pour un joint circulaire d'étanchéité de type « oméga » 88, 90 monté dans une rainure 92, 94 de chacune des plates-formes externe 46 et interne 48 du distributeur et destiné à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42. En outre, cette virole permet de par son épaisseur suffisante de « noyer » les têtes de vis des premiers 72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation.
Quant à l'étanchéité des flux d'écoulement de gaz entre la chambre de combustion et la turbine, il est réalisé d'une part par un autre joint circulaire d'étanchéité de type « oméga » 96 monté dans une rainure circulaire 98 d'une bride de l'enveloppe annulaire interne 14 en contact direct avec la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur et d'autre part par un joint « à lamelles » 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-forme circulaire externe du distributeur 46 et dont une extrémité est en contact directement avec un béquet circulaire 104 de l'enveloppe annulaire externe 12.
La figure 4 illustre un second mode de réalisation de l'invention dans lequel l'extrémité aval de la chambre de combustion ne présente plus une configuration en bride, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre de combustion, mais au contraire une configuration soit parallèle à cet axe soit incliné par rapport à celui-ci (cette inclinaison pouvant aller jusqu'à 90°). Ces configurations non perpendiculaires de l'extrémité aval de la chambre offrent une amélioration en matière de fabrication des parois de la chambre en permettant notamment une meilleure densification du matériau dans les rayons.
Dans l'exemple illustré, l'extrémité aval 70 de la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion présente une configuration parallèle à l'axe longitudinal 10 de cette chambre (voir le détail de la figure 6) et vient en appui radial, via la virole en matériau composite 86, contre la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur. Comme dans la version précédente, cette plate-forme est munie d'une rainure 94 dans laquelle vient se loger un joint d'étanchéité 90 de type « oméga » destiné à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau de la paroi axiale interne de cette chambre. Par contre, l'extrémité aval 68 de la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion présente quant à elle, comme le montre le détail de la figure 5, une configuration inclinée par rapport à l'axe longitudinal 10 de la chambre. Comme précédemment, une virole en matériau composite 84 est de préférence brasée sur l'extrémité aval pour former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité assurant l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau cette fois de la paroi axiale externe de cette chambre. Toutefois, du fait de la configuration inclinée, le joint est maintenant constitué d'un joint circulaire de type « à lamelles » 106 maintenu à l'encontre d'un élément élastique 108, de préférence un ressort à lames, solidaire du distributeur.
La figure 5A illustre une autre variante d'un mode de réalisation de l'invention dans lequel la fixation des languettes 58 à l'extrémité aval de la chambre de combustion 68 est effectuée par une liaison sertie, les boulons 72a, 72b étant remplacés par des éléments de sertissage 72c, 72d. De même, pour assurer au mieux l'écoulement des gaz de la veine, la virole de fermeture 84 est avantageusement munie d'une partie de retour chambre 84a disposée dans le prolongement de la paroi externe 26 de la chambre de combustion. Pour assurer le refroidissement de la zone morte ainsi créée sous le distributeur 46 par la partie en retour de la virole de fermeture (dans le cas d'une liaison boulonnée), des orifices de fuite calibrés 110 sont prévus au niveau du joint 106.
On notera que, si la figure 4 montre une configuration avec une extrémité aval de la paroi axiale interne parallèle et une extrémité aval de la paroi externe inclinée d'environ 45°, il est bien entendu tout a fait possible de prévoir la configuration inverse avec une extrémité aval de la paroi axiale externe parallèle et une extrémité aval de la paroi interne inclinée. Dans toutes les configurations fonctionnelles, la souplesse des languettes de fixation 58, 60 permet de supporter l'écart de dilatation thermique apparaissant aux températures élevées entre la chambre de combustion en matériau composite et l'enveloppe annulaire métallique tout en assurant le maintien et le positionnement de cette chambre.

Claims (13)

  1. Turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20 ; 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) ayant un axe longitudinal (10) et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes (44) d'une turbine haute pression, caractérisée en ce que ladite chambre de combustion en matériau composite est maintenue en position dans ladite enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60), régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, chacune de ces languettes comportant trois branches reliées en étoile, les extrémités (62a, 62b ; 64a, 64b) de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval (68, 70) de ladite chambre de combustion en matériau composite (26, 28), opposée audit système d'injection (20), par respectivement des premiers (72a, 72c ; 74a) et seconds (72b, 72d ; 74b) moyens de fixation et l'extrémité (76, 78) de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique (12, 14) par des troisièmes moyens de fixation (80, 82), la souplesse desdites languettes de fixation permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport à ladite enveloppe annulaire métallique.
  2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués chacun par une pluralité de boulons (72a, 74a ; 72b, 74b ; 80, 82).
  3. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers et seconds moyens de fixation sont constitués chacun par une pluralité d'éléments de sertissage (72c, 72d), lesdits troisièmes moyens de fixation étant constitués par une pluralité de boulons (80, 82).
  4. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une virole de fermeture en matériau composite céramique (84, 86) fixée solidairement à ladite extrémité aval de ladite chambre de combustion et destinée à former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité (88, 90, 106) assurant l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
  5. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture est brasée sur ladite extrémité aval de la chambre de combustion.
  6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture comporte une partie en retour (84a) disposée dans le prolongement de la paroi de la chambre de combustion (26).
  7. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  8. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan parallèle audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  9. Turbomachine selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint « oméga » (88, 90).
  10. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan incliné par rapport audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  11. Turbomachine selon la revendication 10, caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint « à lamelles » (106).
  12. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit joint « à lamelles » est maintenu contre ladite virole de fermeture au moyen d'un élément élastique (108) solidaire dudit distributeur.
  13. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit joint « à lamelles » comporte une pluralité d'orifices de fuite calibrés (110).
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