EP1593814A1 - Arrangement des languettes d'étanchéité pour une virole d'une turbine à gaz - Google Patents

Arrangement des languettes d'étanchéité pour une virole d'une turbine à gaz Download PDF

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EP1593814A1
EP1593814A1 EP05290784A EP05290784A EP1593814A1 EP 1593814 A1 EP1593814 A1 EP 1593814A1 EP 05290784 A EP05290784 A EP 05290784A EP 05290784 A EP05290784 A EP 05290784A EP 1593814 A1 EP1593814 A1 EP 1593814A1
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EP
European Patent Office
Prior art keywords
axial
radial
slot
segments
tongue
Prior art date
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EP05290784A
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German (de)
English (en)
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EP1593814B1 (fr
Inventor
Alain Gendraud
Delphine Roussin-Moynier
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
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Publication date
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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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements

Definitions

  • the present invention relates to the general field of fixed ring assemblies of a gas turbine. It aims more particularly fixed ring assemblies of a high pressure turbine turbomachines consisting of a plurality of joined segments end to end with interposition of sealing tabs.
  • the rotor blades are surrounded by a fixed ring assembly forming an envelope.
  • the fixed ring set so defines one of the walls of the hot gas flow vein from the combustion chamber of the turbomachine and through the turbine.
  • the fixed ring assembly consists of a turbine ring attached to the turbine housing by means of a spacer.
  • the ring and the spacer of such a fixed ring assembly are sectorised, ie they each consist of a plurality of segments joined end to end.
  • the fixed ring assembly thus defined being directly in contact with the hot gases from the combustion chamber, it is necessary to cool the different segments that compose it.
  • air taken from the chamber bottom circulates in a circuit of cooling arranged in each segment of the ring assembly fixed and is evacuated in the vein of gas flow upstream of the vanes movable turbine.
  • the radial and axial slots in which are housed the sealing tabs are usually machined so that they are joined, ie they communicate with each other. This arrangement is made necessary by the fact that the tabs must cover a maximum surface of the lateral faces segments for optimum sealing.
  • FIG. 5 In this figure, two segments 100, 100 'are partially represented. of the fixed ring assembly each provided with an axial slot 102, 102 'and a radial slot 104, 104 '. Sealing tabs 106, 108 are housed respectively in the axial and radial slots.
  • the game 110 existing between the tabs and the slots is due to the fact that, as segments are exposed to hot gases from the chamber of combustion, they undergo thermal expansions and contractions which reverberate at the level of the game 112 existing between the two segments adjacent.
  • the present invention therefore aims to overcome such drawbacks by proposing a fixed-ring gas turbine ring assembly whose segments that constitute it have a particular geometry of the slots and sealing tabs to reduce leakage between two adjacent segments.
  • a fixed ring assembly forming rotor casing of a gas turbine, fixed ring assembly having a plurality of segments including adjacent side faces are placed end to end with the interposition of sealing means, the sealing means comprising at least one sealing tongue axial and at least one radial sealing tongue housed respectively in at least one axial slot and at least one slot radially opposite the adjacent side faces of the segments, the radial slot opening at least at one of its ends in the axial slot, characterized in that the axial slot of the faces sides of each segment has a depth greater than that of the radial slot and in that the axial sealing tongue presents a width greater than that of the radial tongue.
  • the axial sealing tongue housed in a slot more depth allows to cover the leakage sections observed in the art prior. In this way, it is possible to reduce air leakage between two adjacent segments which improves their cooling. AT identical cooling, it is also possible to reduce the flow of air required for cooling, and therefore to increase the efficiency of the turbine.
  • Another advantage of the invention lies in the fact that this removal of these air leaks without additional parts (angled type) damaging the mass of the whole, does not require no significant changes to the slots and sealing tabs and does not involve maintenance issues.
  • the fixed ring assembly may constitute a turbine ring high pressure of a turbomachine.
  • each segment of ring may comprise, at its side faces, two slots axially disposed on the inner and outer wall side and in which axial tabs are housed, and two radial slots arranged side of upstream and downstream walls and in which are housed tabs radials.
  • the fixed ring assembly may also constitute a spacer on which is fixed the high-pressure turbine ring of the turbine engine.
  • each spacer segment may comprise, at its lateral faces, an axial slot in which is housed an axial tongue, and at least three radial slots, two of which are housed on the side of its upstream and downstream walls and in which are housed radial tongues.
  • the present invention also aims at a segment for gas turbine fixed ring assembly as previously defined.
  • a high-pressure turbine of turbomachine 2 of longitudinal axis X-X consists in particular of a a plurality of rotor blades 4 arranged in the vein ring 6 of hot gas flow from the chamber of combustion (not shown).
  • a plurality of fixed blades 8 forming high pressure dispenser are also arranged in the vein 6, upstream of the blades 4 with respect to the direction flow of gases.
  • the blades 4 are surrounded by a ring assembly fixed 12 forming envelope.
  • This fixed ring set consists of a turbine ring attached to a casing 14 of the turbine via of a plurality of spacer segments 18. More particularly, the turbine ring is composed of a plurality of ring segments 16 gathered end to end. For example, there can be two segments ring 16 mounted on a single spacer segment 18.
  • the fixed ring assembly 12 thus defined comprises a circuit of air circulation for cooling the ring segments 16 and of spacer 18 which are exposed to the hot gases from the chamber of combustion.
  • the fixed ring assembly 12 is provided with a circuit cooling.
  • a hole 20 is drilled in the upstream radial wall 22a of each spacer segment 18 and opens into a cavity 24 formed between the housing 14 and the spacer segment 18.
  • the distributed air in this cavity 24 comes from a sample taken in the bottom of chamber and then feeds a cooling circuit of the segment spacer 18 and ring segment (s) 16 mounted thereon.
  • the air is finally discharged into the flow line 6 of the hot gases, upstream of the blades 4 of the turbine.
  • sealing barriers are interposed between two adjacent segments of ring 16 and spacer 18. These barriers consist of sealing tabs housed in axial slots and radially opposite each other in the adjacent lateral faces of the segments 16, 18.
  • axial slots it is meant that these slots extend substantially axially, ie along the longitudinal axis X-X of the high-pressure turbine 2.
  • radial slots it is understood that these slots extend substantially radially, that is to say according to a direction perpendicular to the longitudinal axis X-X.
  • each ring segment 16 is provided with at least one axial slot 26 and at least one radial slot 28 made on its faces lateral 30.
  • the lateral faces 30 of the ring segment each comprise two axial slots 26 and two radial slots 28.
  • the axial slots 26 are for example arranged on the side of the inner walls 32a and outer 32b of the ring segment 16.
  • the radial slots 28 they are for example positioned on the side of the upstream axial walls 34a and downstream 34b of segment 16.
  • Such a distribution of the axial 26 and radial slots 28 allows thus to the sealing tabs to cover a large area of side faces 30 of the ring segment 16 to ensure a seal optimal between two adjacent ring segments.
  • each spacer segment 18 is provided with at least an axial slot 36 and at least one radial slot 38 made on its side faces 40.
  • each lateral face 40 of the segment spacer 18 comprises for example an axial slot 36 and three slots radial 38, two of which are arranged on the side of its upstream axial walls 22a and downstream 22b.
  • the axial slot (s) 26, 36 of the lateral faces 30, 40 of each ring segment 16 and spacer 18 has a depth greater than that of the radial slot (s) 28, 38 and that the sealing tab housed in each axial slot presents a width greater than that of the sealing tongue housed in each radial slot.
  • slot depth we mean the machining depth of the slot in the material of the segment concerned.
  • tongue width we hear the distance of the tongue between its two edges side by which the tongue is positioned in the slots.
  • FIG. 2 represents a spacer segment 18.
  • the axial slot 36 has a depth P1 greater than the depth P2 of the slot radial 38 which opens into the axial slot 36.
  • this characteristic also applies to the junction B 'of the spacer segment 18, as well as the junctions A and A' of the ring segment 16 ( Figure 1) .
  • FIG. 3 two adjacent spacer segments 18, 18 ' end-to-end are represented, as well as the B-junction between slots axial 36 and radial 38.
  • An axial sealing tab 42 is housed in the axial slot 36 and a radial sealing tongue 44 is housed in the radial slot 38.
  • the axial sealing tongue 42 has a width L1 greater than the width L2 of the radial sealing tongue 44.
  • this characteristic relating to the width sealing tabs also apply to the junction B 'of the spacer segment 18, as well as to the junctions A and A' of the ring segment 16 (FIG. 1).
  • the fixed ring assembly as described constitutes an element a turbomachine high-pressure turbine.
  • this invention applies to any other type of segmented ring of which it is necessary to ensure a seal between adjacent segments, as for example a high-pressure turbomachine distributor.

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Abstract

Ensemble à anneau fixe formant enveloppe de rotor d'une turbine à gaz, l'ensemble à anneau fixe comportant une pluralité de segments (18) dont des faces latérales adjacentes sont mises bout à bout avec interposition de moyens d'étanchéité, les moyens d'étanchéité comportant au moins une languette axiale d'étanchéité (42) et au moins une languette radiale d'étanchéité (44) logées respectivement dans au moins une fente axiale (36) et au moins une fente radiale (38) pratiquées en vis-à-vis dans les faces latérales adjacentes des segments, la fente radiale (38) débouchant au moins à l'une de ses extrémités dans la fente axiale (36), la fente axiale (36) de chaque segment (18) présentant une profondeur supérieure à celle de la fente radiale (38) et la languette axiale d'étanchéité (42) présentant une largeur (L1) supérieure à celle (L2) de la languette radiale (44). <IMAGE>

Description

Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des ensembles à anneau fixe d'une turbine à gaz. Elle vise plus particulièrement des ensembles à anneau fixe d'une turbine haute-pression de turbomachine constitués d'une pluralité de segments réunis bout à bout avec interposition de languettes d'étanchéité.
Dans une turbine à gaz, par exemple une turbine haute-pression de turbomachine, les aubes mobiles formant rotor sont entourées par un ensemble à anneau fixe formant enveloppe. L'ensemble à anneau fixe définit ainsi l'une des parois de la veine d'écoulement des gaz chauds provenant de la chambre de combustion de la turbomachine et traversant la turbine.
L'ensemble à anneau fixe se compose d'un anneau de turbine fixé sur le carter de la turbine par l'intermédiaire d'une entretoise. Généralement, l'anneau et l'entretoise d'un tel ensemble à anneau fixe sont sectorisés, c'est à dire qu'ils se composent chacun d'une pluralité de segments réunis bout à bout.
L'ensemble à anneau fixe ainsi défini étant directement en contact avec les gaz chauds issus de la chambre de combustion, il est nécessaire de refroidir les différents segments qui le composent. A cet effet, de l'air prélevé en fond de chambre circule dans un circuit de refroidissement aménagé dans chaque segment de l'ensemble à anneau fixe et est évacué dans la veine d'écoulement des gaz en amont des aubes mobiles de la turbine.
Il est par ailleurs nécessaire d'assurer une étanchéité entre les segments adjacents de l'ensemble à anneau fixe afin d'éviter des fuites d'air particulièrement préjudiciables au bon refroidissement de ces segments. Dans ce but, il est connu d'interposer des languettes d'étanchéité entre les segments voisins. De telles languettes sont généralement logées dans des fentes axiales et radiales pratiquées en vis-à-vis dans les faces latérales adjacentes des segments. Elles permettent ainsi d'obstruer le jeu existant entre deux segments adjacents afin de limiter les fuites d'air quelle que soit la dilation thermique subie par les segments.
Les fentes radiales et axiales dans lesquelles sont logées les languettes d'étanchéité sont généralement usinées de telle sorte qu'elles sont jointives, c'est à dire qu'elles communiquent entre elles. Cet arrangement est rendu nécessaire par le fait que les languettes d'étanchéité doivent recouvrir une surface maximum des faces latérales des segments afin d'obtenir une étanchéité optimale.
Dans la pratique, on constate toutefois qu'un tel arrangement des fentes génère des fuites d'air importantes au niveau de la jonction entre les fentes axiales et radiales. Ces fuites sont illustrées sur la figure 5. Sur cette figure, on a représenté partiellement deux segments 100, 100' de l'ensemble à anneau fixe munis chacun d'une fente axiale 102, 102' et d'une fente radiale 104, 104'. Des languettes d'étanchéité 106, 108 sont logées respectivement dans les fentes axiales et radiales. Le jeu 110 existant entre les languettes et les fentes provient du fait que, comme les segments sont exposés aux gaz chauds issus de la chambre de combustion, ils subissent des dilatations et contractions thermiques qui se répercutent au niveau du jeu 112 existant entre les deux segments adjacents.
Du fait de la répartition de pression dans le circuit de refroidissement des segments 100, 100', des fuites d'air apparaissent au niveau de la jonction des fentes axiales 102, 102' et radiales 104, 104' (ces fuites sont représentées en traits hachurés sur la figure). De telles fuites sont particulièrement pénalisantes pour le refroidissement des segments et pour le rendement de la turbine.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention vise donc à pallier de tels inconvénients en proposant un ensemble à anneau fixe de turbine à gaz dont les segments qui le constitue présentent une géométrie particulière des fentes et des languettes d'étanchéité permettant de réduire les fuites entre deux segments adjacents.
A cet effet, il est prévu un ensemble à anneau fixe formant enveloppe de rotor d'une turbine à gaz, l'ensemble à anneau fixe comportant une pluralité de segments dont des faces latérales adjacentes sont mises bout à bout avec interposition de moyens d'étanchéité, les moyens d'étanchéité comportant au moins une languette d'étanchéité axiale et au moins une languette d'étanchéité radiale logées respectivement dans au moins une fente axiale et au moins une fente radiale pratiquées en vis-à-vis dans les faces latérales adjacentes des segments, la fente radiale débouchant au moins à l'une de ses extrémités dans la fente axiale, caractérisé en ce que la fente axiale des faces latérales de chaque segment présente une profondeur supérieure à celle de la fente radiale et en ce que la languette d'étanchéité axiale présente une largeur supérieure à celle de la languette radiale.
La languette d'étanchéité axiale logée dans une fente plus profonde permet de recouvrir les sections de fuite observées dans l'art antérieur. De la sorte, il est possible de diminuer les fuites d'air entre deux segments adjacents ce qui permet d'améliorer leur refroidissement. A refroidissement identique, il est par ailleurs possible de diminuer le débit d'air nécessaire au refroidissement, et donc d'augmenter le rendement de la turbine.
Un autre avantage de l'invention réside dans le fait que cette suppression de ces fuites d'air s'effectue sans l'ajout de pièces annexes (de type cornières) préjudiciables à la masse de l'ensemble, ne nécessite pas de modifications importantes des fentes et des languettes d'étanchéité et n'implique pas de problèmes de maintenance.
L'ensemble à anneau fixe peut constituer un anneau de turbine haute-pression d'une turbomachine. Dans ce cas, chaque segment d'anneau peut comporter, au niveau de ses faces latérales, deux fentes axiales disposées du côté de parois interne et externe et dans lesquelles sont logées des languettes axiales, et deux fentes radiales disposées du côté de parois amont et aval et dans lesquelles sont logées des languettes radiales.
L'ensemble à anneau fixe peut également constituer une entretoise sur lequel est fixé l'anneau de turbine haute-pression de la turbomachine. Dans ce cas, chaque segment d'entretoise peut comporter, au niveau de ses faces latérales, une fente axiale dans laquelle est logée une languette axiale, et au moins trois fentes radiales dont deux sont logées du côté de ses parois amont et aval et dans lesquelles sont logées des languettes radiales.
La présente invention vise également un segment pour ensemble à anneau fixe de turbine à gaz tel que défini précédemment.
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 en coupe longitudinale d'un ensemble à anneau fixe de turbine haute-pression de turbomachine selon l'invention ;
  • la figure 2 représente en perspective un segment d'entretoise de l'ensemble à anneau fixe de la figure 1 ;
  • la figure 3 illustre en perspective et partiellement en écorché deux segments d'entretoise de la figure 2 réunis bout à bout ;
  • la figure 4 est une vue en coupe selon IV-IV de la figure 3 ; et
  • la figure 5, décrite précédemment, illustre les problèmes de fuites rencontrés dans un ensemble à anneau fixe de l'art antérieur.
Description détaillée d'un mode de réalisation
En liaison avec la figure 1, une turbine haute-pression de turbomachine 2, d'axe longitudinal X-X, se compose notamment d'une pluralité d'aubes mobiles 4 formant rotor et disposées dans la veine annulaire 6 d'écoulement de gaz chauds issus de la chambre de combustion (non représentée). Une pluralité d'aubes fixes 8 formant distributeur haute-pression sont également disposées dans la veine d'écoulement 6, en amont des aubes mobiles 4 par rapport à la direction d'écoulement 10 des gaz.
Les aubes mobiles 4 sont entourées par un ensemble à anneau fixe 12 formant enveloppe. Cet ensemble à anneau fixe se compose d'un anneau de turbine fixé sur un carter 14 de la turbine par l'intermédiaire d'une pluralité de segments d'entretoise 18. Plus particulièrement, l'anneau de turbine se compose d'une pluralité de segments d'anneau 16 réunis bout à bout. A titre d'exemple, il peut y avoir deux segments d'anneau 16 montés sur un seul segment d'entretoise 18.
L'ensemble à anneau fixe 12 ainsi défini comporte un circuit de circulation d'air permettant de refroidir les segments d'anneau 16 et d'entretoise 18 qui sont exposés aux gaz chauds issus de la chambre de combustion.
Pour ce faire, l'ensemble à anneau fixe 12 est muni d'un circuit de refroidissement. Un trou 20 est percé dans la paroi radiale amont 22a de chaque segment d'entretoise 18 et débouche dans une cavité 24 formée entre le carter 14 et le segment d'entretoise 18. L'air distribué dans cette cavité 24 provient d'un prélèvement réalisé en fond de chambre et alimente ensuite un circuit de refroidissement du segment d'entretoise 18 et du ou des segments d'anneau 16 montés sur celui-ci. L'air est finalement évacué dans la veine d'écoulement 6 des gaz chauds, en amont des aubes mobiles 4 de la turbine.
Par ailleurs, comme l'anneau et l'entretoise de l'ensemble à anneau fixe 12 sont sectorisés, il convient de limiter les fuites d'air entre deux segments 16, 18 adjacents.
A cet effet, des barrières d'étanchéité sont interposées entre deux segments adjacents d'anneau 16 et d'entretoise 18. Ces barrières sont constituées de languettes d'étanchéité logées dans des fentes axiales et radiales pratiquées en vis-à-vis dans les faces latérales adjacentes des segments 16, 18.
Par fentes axiales, on entend que ces fentes s'étendent sensiblement axialement, c'est à dire selon l'axe longitudinal X-X de la turbine haute-pression 2. De même, par fentes radiales, on entend que ces fentes s'étendent sensiblement radialement, c'est à dire selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X-X.
Ainsi, chaque segment d'anneau 16 est muni d'au moins une fente axiale 26 et d'au moins une fente radiale 28 pratiquées sur ses faces latérales 30.
Sur la figure 1, les faces latérales 30 du segment d'anneau comportent chacune deux fentes axiales 26 et deux fentes radiales 28. Les fentes axiales 26 sont par exemple disposées du côté des parois interne 32a et externe 32b du segment d'anneau 16. Quant aux fentes radiales 28, elles sont par exemple positionnées du côté des parois axiales amont 34a et aval 34b du segment 16.
Une telle répartition des fentes axiales 26 et radiales 28 permet ainsi aux languettes d'étanchéité de recouvrir une grande surface des faces latérales 30 du segment d'anneau 16 afin d'assurer une étanchéité optimale entre deux segments d'anneau adjacents.
Par ailleurs, il découle de cette répartition optimale que les deux fentes radiales 28 débouchent à leurs deux extrémités dans les fentes axiales 26. On peut aussi imaginer que les fentes radiales 28 ne débouchent dans les fentes axiales qu'à une seule de leurs extrémités.
De même, chaque segment d'entretoise 18 est muni d'au moins une fente axiale 36 et d'au moins une fente radiale 38 pratiquées sur ses faces latérales 40.
Sur les figures 1 et 2, chaque face latérale 40 du segment d'entretoise 18 comporte par exemple une fente axiale 36 et trois fentes radiales 38 dont deux sont disposées du côté de ses parois axiales amont 22a et aval 22b.
Du fait de la nécessité de réaliser une répartition optimale des fentes axiales 36 et radiales 38 sur toute la surface des faces latérales 40 du segment d'entretoise 18, deux des fentes radiales 38 débouchent à l'une de leurs extrémités dans la fente axiale 36.
Dans les fentes axiales 26, 36 et radiales 28, 38 des segments d'anneau 16 et d'entretoise 18, sont logées des languettes d'étanchéité qui permettent d'obstruer partiellement le jeu existant entre deux segments adjacents afin de limiter les fuites d'air.
Or, des fuites d'air apparaissent au niveau de la jonction entre certaines de ces fentes axiales et radiales. Notamment, des fuites se développent pour les segments d'anneau 16, au niveau des jonctions A et A' (figure 1) entre les deux fentes radiales 28 et la fente axiale 26 aménagée du côté de la paroi externe 32b. De même, des fuites sont observées pour les segments d'entretoise 18, au niveau des jonctions B et B' (figure 1) entre deux des fentes radiales 38 et la fente axiale 36.
Pour limiter de telles fuites, il est prévu, conformément à l'invention, que la ou les fentes axiales 26, 36 des faces latérales 30, 40 de chaque segment d'anneau 16 et d'entretoise 18 présente une profondeur supérieure à celle de la ou des fentes radiales 28, 38 et que la languette d'étanchéité logée dans chaque fente axiale présente une largeur supérieure à celle de la languette d'étanchéité logée dans chaque fente radiale.
Par profondeur de fente, on entend la profondeur d'usinage de la fente dans le matériau du segment concerné. Par largeur de languette, on entend la distance de la languette comprise entre ses deux bords latéraux par lesquels la languette est positionnée dans les fentes.
Cette caractéristique est notamment illustrée sur la figure 2 qui représente un segment d'entretoise 18. Sur cette figure, on remarque bien qu'au niveau de la jonction B, la fente axiale 36 présente une profondeur P1 supérieure à la profondeur P2 de la fente radiale 38 qui débouche dans la fente axiale 36. Bien entendu, cette caractéristique s'applique également à la jonction B' du segment d'entretoise 18, ainsi qu'aux jonctions A et A' du segment d'anneau 16 (figure 1).
Sur la figure 3, deux segments d'entretoise 18, 18' adjacents réunis bout à bout sont représentés, ainsi que la jonction B entre les fentes axiale 36 et radiale 38. Une languette d'étanchéité axiale 42 est logée dans la fente axiale 36 et une languette d'étanchéité radiale 44 est logée dans la fente radiale 38.
Sur les figures 3 et 4, on remarque bien que la languette d'étanchéité axiale 42 présente une largeur L1 supérieure à la largeur L2 de la languette d'étanchéité radiale 44. Bien entendu, bien que non illustrée, cette caractéristique portant sur la largeur des languettes d'étanchéité s'applique également à la jonction B' du segment d'entretoise 18, ainsi qu'aux jonctions A et A' du segment d'anneau 16 (figure 1).
Ainsi, les fuites d'air au niveau des jonctions entre fentes axiales 26, 36 et radiales 28, 38 des segments d'anneau 16 et d'entretoise 18 peuvent être évitées. Notamment, concernant les segments d'entretoise 18, on remarquera que la pression de l'air alimentant leur circuit de refroidissement est plus importante du côté des cavités 24 (figure 1) que du côté de la veine d'écoulement 6. L'air circulant entre deux segments 18, 18' adjacents (figure 3) va alors avoir tendance à plaquer la languette d'étanchéité axiale 42 contre les portées de la fente axiale 36 sur lesquelles elle repose, empêchant ainsi à l'air de fuir par les fentes radiales 38 au niveau de leur jonction avec la fente axiale. De la sorte, tout risque de fuite est évité.
Bien entendu, cette particularité s'applique également aux segments d'anneau 16 pour lesquels la pression de l'air alimentant leur circuit de refroidissement est plus importante du côté de leur paroi externe 32b que du côté de leur paroi interne 32a (figure 1).
En se référant à la figure 4, on notera également qu'un jeu J existe entre les languettes 42, 44 et les fentes axiales 36 et radiales 38 dans lesquelles elles sont logées. Ce jeu J est nécessaire pour tenir compte des dilatations et contractions thermiques que subissent les segments d'entretoise 18, 18' adjacents (et par analogie les segments d'anneau).
L'ensemble à anneau fixe tel que décrit constitue un élément d'une turbine haute-pression de turbomachine. Bien entendu, la présente invention s'applique à tout autre type d'anneau segmenté dont il est nécessaire d'assurer une étanchéité entre les segments adjacents, comme par exemple un distributeur haute-pression de turbomachine.

Claims (6)

  1. Ensemble à anneau fixe formant enveloppe de rotor d'une turbine à gaz, l'ensemble à anneau fixe comportant une pluralité de segments (16, 18) dont des faces latérales (30, 40) adjacentes sont mises bout à bout avec interposition de moyens d'étanchéité, les moyens d'étanchéité comportant au moins une languette axiale d'étanchéité (42) et au moins une languette radiale d'étanchéité (44) logées respectivement dans au moins une fente axiale (26, 36) et au moins une fente radiale (28, 38) pratiquées en vis-à-vis dans les faces latérales adjacentes des segments, la fente radiale (28, 38) débouchant au moins à l'une de ses extrémités dans la fente axiale (26, 36), caractérisé en ce que la fente axiale (26, 36) de chaque segment (16, 18) présente une profondeur (P1) supérieure à celle (P2) de la fente radiale (28, 38) et en ce que la languette axiale d'étanchéité (42) présente une largeur (L1) supérieure à celle (L2) de la languette radiale (44).
  2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il constitue un anneau de turbine haute-pression d'une turbomachine.
  3. Ensemble selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque segment d'anneau (16) comporte, au niveau de ses faces latérales (30), deux fentes axiales (26) disposées du côté de parois interne (32a) et externe (32b) et dans lesquelles sont logées des languettes axiales, et deux fentes radiales (28) disposées du côté de parois amont (34a) et aval (34b) et dans lesquelles sont logées des languettes radiales.
  4. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il constitue une entretoise de turbine haute-pression d'une turbomachine.
  5. Ensemble selon la revendication 4, caractérisé en ce que chaque segment d'entretoise (18) comporte, au niveau de ses faces latérales (40), une fente axiale (36) dans laquelle est logée une languette axiale (42), et au moins trois fentes radiales (38) dont deux sont logées du côté de ses parois amont (22a) et aval (22b) et dans lesquelles sont logées des languettes radiales (44).
  6. Segment (16, 18) pour ensemble à anneau fixe (12) d'une turbine à gaz selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
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