EP3271556A1 - Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite a matrice céramique. - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite a matrice céramique.

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EP3271556A1
EP3271556A1 EP16715017.6A EP16715017A EP3271556A1 EP 3271556 A1 EP3271556 A1 EP 3271556A1 EP 16715017 A EP16715017 A EP 16715017A EP 3271556 A1 EP3271556 A1 EP 3271556A1
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EP
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ring
tabs
sectors
turbine
support structure
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Gilles Lepretre
Etienne VOLAND
Thierry TESSON
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • Turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors of ceramic matrix composite material
  • the invention relates to a turbine ring assembly comprising a plurality of ceramic matrix composite ring sectors and a ring support structure.
  • a turbine ring assembly comprising a plurality of ceramic matrix composite ring sectors and a ring support structure.
  • all-metal turbine ring assemblies it is necessary to cool all the elements of the assembly and in particular the turbine ring which is subjected to the hottest flows. This cooling has a significant impact on the engine performance since the cooling flow used is taken from the main flow of the engine.
  • the use of metal for the turbine ring limits the possibilities of increasing the temperature at the turbine, which would however improve the performance of aircraft engines.
  • CMC materials have good mechanical properties making them suitable for constituting structural elements and advantageously retain these properties at high temperatures.
  • the use of CMC materials has advantageously made it possible to reduce the cooling flow to be imposed during operation and thus to increase the performance of the turbomachines.
  • the use of CMC materials advantageously makes it possible to reduce the weight of the turbomachines and to reduce the effect of hot expansion encountered with the metal parts.
  • the proposed existing solutions can implement an assembly of a CMC ring sector with metal latching portions of a ring support structure, these latching portions being subjected to the hot flow. Therefore, these assembly solutions may still require the implementation of a flow of cooling at least to cool said metal hooking parts. In addition, these metal hooking parts undergo hot expansion, which can lead to mechanical stressing of the CMC ring sectors and embrittlement thereof.
  • Turbine ring assemblies disclosed in US 2014/0271145, US 2004/0047726, US 6 435 824 and GB 2 344 140 are also known. There is therefore a need to improve existing turbine ring assemblies. implementing a CMC material to further reduce the amount of cooling gas required.
  • the invention provides, in a first aspect, a turbine ring assembly comprising a plurality of ceramic matrix composite material ring sectors and a ring support structure, each ring sector having an annular base portion with an inner face defining the inner face of the turbine ring and an outer face from which at least two leg portions extend, the ring support structure comprising at least two legs of anchoring extending radially, the tabs of each ring sector enclosing the attachment tabs of the ring support structure at least at the inner radial ends of said latches.
  • the radial direction corresponds to the direction along a radius of the turbine ring (straight connecting the center of the turbine ring to its periphery).
  • the radially inner end of a hooking tab corresponds to the end of said hooking tab located on the side of the flow passage of the gas flow.
  • the attachment tabs of the ring support structure are at least partially housed between the legs of the ring sectors.
  • These latching lugs are thus protected from the hot flow by the CMC ring sector which axially encloses them which has a low thermal conductivity and thus constitutes a thermal barrier for said latching lugs.
  • the CMC ring sector thus makes it possible to obtain thermal decoupling between the internal face of the turbine ring and the fastening tabs that it encloses.
  • the configuration according to the invention thus makes it possible to reduce the quantity of gas necessary to cool the attachment tabs of the ring support structure and consequently leads to an increase in the performance of the engine.
  • the tabs of the ring sectors have, in meridian section, inclined portions facing the attachment tabs of the ring support structure, these inclined portions forming a non-zero angle with respect to the radial direction and to the axial direction.
  • the axial direction corresponds to the direction along the axis of revolution of the turbine ring and the flow direction of the gas flow in the vein.
  • inclined portions advantageously makes it possible to slide the tabs of the ring sectors onto the attachment tabs of the support structure of the ring in the event of differential expansion and, consequently, to compensate for the differences in dilation between the latching lugs and the legs of the ring sector as well as reducing the mechanical stresses to which the ring sectors are subjected.
  • the presence of inclined portions therefore makes it possible to obtain a sliding of the ring sectors in the event of radial and / or axial expansion of the attachment lugs, which makes it possible to avoid any radial or axial blockage of the ring sectors and therefore to avoid that they are subjected to too high constraints.
  • the tabs of the ring sectors can grip the attachment tabs for a length less than the length of the tabs of the ring sectors.
  • the tabs of the ring sectors can grip the attachment tabs for a length equal to the length of the tabs of the ring sectors.
  • This embodiment advantageously makes it possible to increase the extent of the bearing surface between the lugs of the ring sectors and the attachment lugs and to reduce the presence of local forces at this bearing surface.
  • the inclined portions may form an angle of between 30 ° and 60 ° with the radial direction.
  • the tabs of the ring sectors may have at their outer radial end recesses extending in the tangential direction.
  • the outer radial end of a tab of a ring sector corresponds to the end of said tab located on the opposite side to the flow stream of the gas stream.
  • the tangential direction corresponds to the circumferential direction of the turbine ring.
  • a resilient damping element may be present between the inner radial ends of the attachment tabs of the ring support structure and the annular base of the ring sector whose tabs enclose said attachment tabs.
  • the damping element may be perforated.
  • the presence of one or more openings can advantageously allow to cool the ring sectors.
  • the ring sectors have a substantially ⁇ -shaped section.
  • the present invention also relates to a turbomachine comprising a turbine ring assembly as defined above.
  • the turbine ring assembly may be part of the distributor of the turbomachine.
  • the turbine ring assembly may be part of a gas turbine engine of an aircraft engine or may alternatively be part of an industrial turbine.
  • FIG. 1 is a meridian sectional view showing an embodiment of a turbine ring assembly according to the invention
  • FIG. 2 is an isolated view of a ring sector implemented in the turbine ring assembly of FIG. 1,
  • FIG. 3 illustrates the mounting of one of the ring sectors on the ring support structure in order to obtain the turbine ring assembly of FIG. 1,
  • FIG. 4 is a view of the turbine ring assembly of FIG. 1 once all the ring sectors have been mounted
  • FIG. 5 is a meridian sectional view showing an alternative embodiment of a turbine ring assembly according to the invention.
  • Figure 1 shows a turbine ring sector 1 and a housing 2 made of metallic material constituting ring support structure.
  • the set of ring sectors 1 is mounted on the casing 2 so as to form a turbine ring which surrounds a set of rotary blades 3.
  • the arrow F represents the direction of flow of the gas stream in the turbine.
  • Ring sectors 1 are in one piece and made of CMC.
  • the implementation of a CMC material to make the ring sectors 1 is advantageous in order to reduce the ventilation requirements of the ring.
  • Ring sectors 1 have a substantially shaped section ⁇ with an annular base 5 whose inner face 6 with respect to the radial direction R is coated with a layer 7 of abradable material and defines the flow stream of the gas stream in the turbine.
  • the annular base 5 has, in addition, an outer face 8 relative to the radial direction R from which extend tabs 9a and 9b.
  • Each ring sector 1 described above is made of CMC by forming a fibrous preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the ring sector by a ceramic matrix.
  • ceramic fiber yarns for example SiC fiber yarns, such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Nicalon”, or carbon fiber yarns.
  • the fibrous preform is advantageously produced by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the provision of debonding zones enabling the parts of preforms corresponding to the lugs 9a and 9b of the preform part corresponding to the base 5 to be spaced apart.
  • the weaving can be interlock type.
  • Other weaves of three-dimensional weave or multilayer can be used as for example multi-web or multi-satin weaves.
  • the blank After weaving, the blank can be shaped to obtain a ring sector preform which is then consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification can be achieved in particular by chemical vapor infiltration (CVI) which is well known in itself.
  • CVI chemical vapor infiltration
  • the casing 2 comprises latching tabs 11a and 11b extending radially towards a flow vein of the gas flow, the tabs 9a and 9b of the ring sectors 1 axially sealingly gripping the shackles 11a and 11b of the housing 2.
  • the legs 9a and 9b of the ring sectors apply a pressure along the axial direction A on the hooking tabs 11a and 11b of the housing 2.
  • the legs 9a and 9b of the ring sectors 1 are not present between fastening elements of the ring support structure 2. On the contrary, they are the hooking tabs 11a and 11b of the support structure.
  • ring support 2 which are present between the lugs 9a and 9b of the ring sectors 1.
  • the ring support structure 2 does not surround the lugs 9a and 9b of the ring sectors 1.
  • the fact that the legs 9a and 9b of the ring sectors 1 enclose the attachment lugs 11a and 11b of the ring support structure 2 ensures the attachment of the ring sectors 1 to said support structure 2. This clamping is sufficient to secure the ring sectors 1 to the ring support structure 2.
  • the turbine ring assembly is free of elements of the ring support structure 2 which would grip the legs 9a and 9b 1.
  • the lugs 9a and 9b of the ring sectors 1 grip cold (ie at a temperature of 20 ° C) and hot (ie in operation) the fastening tabs of the housing 2.
  • the attachment lugs 11a and 11b of the casing 2 are partially housed between the lugs 9a and 9b of the ring sectors 1 as illustrated (ie only part of the length of the attachment lugs 11a and 11b is housed between the lugs 9a and 9b).
  • the inner radial ends 14a and 14b of the hooking tabs 11a and 11b are sandwiched between the tabs 9a and 9b.
  • the presence of the differential expansion phenomenon can moreover advantageously make it possible to maintain the tightness of the connection between the ring sectors 1 and the hooking tabs 11a and 11b of the casing 2.
  • the axial expansion of the legs of FIG. hooking 11a and 11b makes it possible to exert a slight pressure on the lugs 9a and 9b of the ring sectors 1 thus ensuring the maintenance of the tightness of the connection.
  • the hooking tabs 11a and 11b are clamped axially between inclined portions 12a and 12b defined by the tabs 9a and 9b of the ring sector 1.
  • the inclined portions 12a and 12b are situated opposite the hooking tabs 11a and 11b and are supported on said latches lia and 11b in order to grip them.
  • the inclined portions 12a and 12b are in contact with the attachment lugs 11a and 11b.
  • the inclined portions 12a and 12b each extend in a straight line at a non-zero angle ⁇ with the radial direction R and an angle ⁇ 2 nonzero with the axial direction A.
  • the inclined portions 12a and 12b can thus have a rectilinear shape when observed in meridian section.
  • the implementation of these inclined portions 12a and 12b advantageously makes it possible to compensate for the differences in expansion between the fastening tabs 11a and 11b and the tabs 9a and 9b of the ring sectors 1 as well as to reduce the mechanical stresses to which ring sectors 1 are subjected.
  • the ring sector 1 is thus, in the example shown, connected to the hooking tabs 11a and 11b of the housing 2 by means of a hammer attachment said attachment.
  • the angle ai may for example be between 30 ° and 60 °.
  • the hooking tabs 11a and 11b also have in meridian section inclined portions forming a non-zero angle with the radial and axial directions, this angle being for example between 30 ° and 60 °.
  • the inclined portions of the hooking tabs 11a and 11b are located facing the inclined portions 12a and 12b of the tabs 9a and 9b of the ring sectors 1.
  • the inclined portions 12a and 12b of the tabs 9a and 9b bear on the legs latching 11a and 11b at the inclined portions of said latches 11a and 11b.
  • the inclined portions of the hooking tabs 11a and 11b have the same shape as the inclined portions 12a and 12b of the tabs 9a and 9b of the sectors 1.
  • each of the lugs 9a or 9b has a single inclined portion 12a or 12b forming a non-zero angle with respect to the radial direction R and to the axial direction A. It is not beyond the scope of the present invention when the legs of the ring sectors each comprise several inclined portions as will be detailed below.
  • the tabs 9a and 9b of the ring sectors 1 enclose the hooking tabs 11a and 11b over a length l e which is less than the length l p of the legs 9a and 9b of the ring sector. 1.
  • the lengths l e and l p are, as illustrated, measured perpendicularly to the outer face 8 of the annular base 5 of the ring sector 1.
  • the length l e may for example be less than or equal to 0.75 times the length l p .
  • Figure 1 shows an embodiment where only a portion of the length of the latches lia and 11b is housed between the tabs 9a and 9b.
  • the legs of the sector of ring have a sufficient length to substantially enclose the entire length of the latching lugs.
  • an elastic damping element 15 is present between the inner radial ends 14a and 14b of the hooking tabs 11a and 11b and the annular base 5 of the ring sector 1 whose legs 9a and 9b enclose said latches 11a and 11b.
  • the elastic damping element 15 may for example be in the form of a plate, for example formed of a metallic material.
  • the damping element 15 may comprise one or more openings. The presence of these openings is advantageous in order to allow cooling of the ring sector 1.
  • FIG. 2 shows in isolation a ring sector 1 implemented in the turbine ring assembly of FIG. 1.
  • the tabs 9a and 9b of the ring sector 1 present to their outer radial end 16a and 16b of the recesses 17a and 17b extending tangentially when the ring sector 1 is attached to the ring support structure.
  • the ring sector 1 may comprise one or more sealing strips 18. These sealing strips 18 allow once all the ring sectors 1 mounted on the ring support structure to reduce, even eliminate, air leaks between ring sectors 1.
  • FIG. 3 illustrates the mounting of a ring sector 1 to the casing 2.
  • the ring sector 1 to be mounted is presented facing the indentation of the casing 2.
  • the ring sector 1 to be mounted can, in one example embodiment, be provided with a damping element 15 as shown in Figure 1.
  • the ring sector 1 is inserted in translation and then angularly offset as shown by the arrows of Figure 3.
  • Figure 4 is a view of the turbine ring assembly of Figure 1 once all the ring sectors mounted.
  • a plurality of CMC ring sectors 1 are mounted on the ring support structure 2.
  • the turbine ring assembly further includes a closure key 20 present at one of the plurality of sectors. ring and ensuring the cohesion of all ring sectors between them.
  • the closure key 20 is present at the last mounted ring sector.
  • FIG. 5 illustrates a variant embodiment in which the tabs 9'a and 9'b of the ring sectors grip the hooking tabs 11a and 11b over a length substantially equal to the length of the tabs 9a. and 9'b.
  • each of the tabs 9'a or 9'b has a first inclined portion 12'a or 12'b forming a non-zero angle with respect to the radial direction and the axial direction as well as a second inclined portion 12 "a or 12" b forming a non-zero angle with respect to the radial direction and the axial direction.
  • the first and second inclined portions are present on either side of a bend C formed by the tabs 9'a and 9'b of the ring sector.
  • the elbow C may as shown be substantially located at mid-length of the legs 9'a and 9'b.

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Abstract

La présente invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (1) en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau (2), chaque secteur d'anneau (1) ayant une partie formant base annulaire (5) avec une face interne (6) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (8) à partir de laquelle s'étendent au moins deux parties formant pattes (9a; 9b), la structure de support d'anneau (2) comprenant au moins deux pattes d'accrochage (lia; 11b) s'étendant radialement, les pattes (9a; 9b) de chaque secteur d'anneau (1) enserrant les pattes d'accrochage (lia; 11b) de la structure de support d'anneau (2) au moins au niveau des extrémités radiales internes (14a; 14b) desdites pattes d'accrochage (lla; llb).

Description

Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu'une structure de support d'anneau. Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) afin de s'affranchir de la mise en œuvre d'un matériau métallique.
Les matériaux CMC présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. La mise en œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques.
Toutefois, les solutions existantes proposées peuvent mettre en œuvre un assemblage d'un secteur d'anneau en CMC avec des parties d'accrochage métalliques d'une structure de support d'anneau, ces parties d'accrochage étant soumise au flux chaud. Par conséquent, ces solutions d'assemblage peuvent toujours nécessiter la mise en œuvre d'un flux de refroidissement au moins afin de refroidir lesdites parties d'accrochage métalliques. En outre, ces parties d'accrochage métalliques subissent des dilatations à chaud, ce qui peut conduire à une mise sous contrainte mécanique des secteurs d'anneau en CMC et à une fragilisation de ces derniers.
On connaît par ailleurs des ensembles d'anneau de turbine divulgués dans les documents US 2014/0271145, US 2004/0047726, US 6 435 824 et GB 2 344 140. II existe donc un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire encore la quantité de gaz de refroidissement nécessaire.
Il existe encore un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire l'intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement.
Obiet et résumé de l'invention
A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant une partie formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent au moins deux parties formant pattes, la structure de support d'anneau comprenant au moins deux pattes d'accrochage s'étendant radialement, les pattes de chaque secteur d'anneau enserrant les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau au moins au niveau des extrémités radiales internes desdites pattes d'accrochage.
La direction radiale correspond à la direction selon un rayon de l'anneau de turbine (droite reliant le centre de l'anneau de turbine à sa périphérie). L'extrémité radiale interne d'une patte d'accrochage correspond à l'extrémité de ladite patte d'accrochage située du côté de la veine d'écoulement du flux gazeux.
Dans l'invention, les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau sont au moins partiellement logées entre les pattes des secteurs d'anneau. Ces pattes d'accrochage sont ainsi protégées du flux chaud par le secteur d'anneau en CMC qui les enserre axialement lequel présente une faible conductivité thermique et constitue ainsi une barrière thermique pour lesdites pattes d'accrochage. Le secteur d'anneau en CMC permet ainsi d'obtenir un découplage thermique entre la face interne de l'anneau de turbine et les pattes d'accrochage qu'il enserre. La configuration selon l'invention permet ainsi de réduire la quantité de gaz nécessaire pour refroidir les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau et conduit, par conséquent, à une augmentation des performances du moteur.
De préférence, les pattes des secteurs d'anneau présentent en coupe méridienne des portions inclinées en regard des pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau, ces portions inclinées formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale.
La direction axiale correspond à la direction selon l'axe de révolution de l'anneau de turbine ainsi qu'à la direction d'écoulement du flux gazeux dans la veine.
La mise en œuvre de telles portions inclinées permet avantageusement de faire glisser les pattes des secteurs d'anneau sur les pattes d'accrochage de la structure de support de l'anneau en cas de dilatation différentielle et, par conséquent, de compenser les différences de dilatation entre les pattes d'accrochage et les pattes du secteur d'anneau ainsi que de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau sont soumis. La présence de portions inclinées permet donc d'obtenir un glissement des secteurs d'anneau en cas de dilatation radiale et/ou axiale des pattes d'accrochage, ce qui permet d'éviter tout blocage radial ou axial des secteurs d'anneau et donc d'éviter que ces derniers soient soumis à des contraintes trop élevées. La présence des portions inclinées est d'autant plus avantageuse que les pattes d'accrochage sont logées entre les pattes des secteurs d'anneau, ces pattes d'accrochage ayant par conséquent un espace relativement restreint pour se dilater pouvant ainsi conduire à l'application d'une contrainte mécanique significative sur les pattes des secteurs d'anneau dans le cas où celles-ci sont dépourvues de telles portions inclinées. Dans un exemple de réalisation, les pattes des secteurs d'anneau peuvent enserrer les pattes d'accrochage sur une longueur inférieure à la longueur des pattes des secteurs d'anneau.
En variante, les pattes des secteurs d'anneau peuvent enserrer les pattes d'accrochage sur une longueur égale à la longueur des pattes des secteurs d'anneau.
Ce mode de réalisation permet avantageusement d'augmenter l'étendue de la surface d'appui entre les pattes des secteurs d'anneau et les pattes d'accrochage et de réduire la présence d'efforts locaux au niveau de cette surface d'appui.
Dans un exemple de réalisation, les portions inclinées peuvent former un angle compris entre 30° et 60° avec la direction radiale.
De préférence, les pattes des secteurs d'anneau peuvent présenter à leur extrémité radiale externe des évidements s'étendant en direction tangentielle.
L'extrémité radiale externe d'une patte d'un secteur d'anneau correspond à l'extrémité de ladite patte située du côté opposé à la veine d'écoulement du flux gazeux. La direction tangentielle correspond à la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.
La présence de tels évidements permet avantageusement de réduire les contraintes mécaniques auxquelles le secteur d'anneau est soumis lors du fonctionnement.
De préférence, un élément d'amortissement élastique peut être présent entre les extrémités radiales internes des pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau et la base annulaire du secteur d'anneau dont les pattes enserrent lesdites pattes d'accrochage.
La présence d'un tel élément d'amortissement permet avantageusement d'amortir les déplacements radiaux des secteurs d'anneau et ainsi de contribuer au maintien des secteurs d'anneau sur les pattes d'accrochage lors du fonctionnement.
Dans un exemple de réalisation, l'élément d'amortissement peut être ajouré. La présence d'un ou plusieurs ajours peut avantageusement permettre de refroidir les secteurs d'anneau.
Dans un exemple de réalisation, les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de π. La présente invention vise également une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini plus haut.
Dans un exemple de réalisation, l'ensemble d'anneau de turbine peut faire partie du distributeur de la turbomachine.
L'ensemble d'anneau de turbine peut faire partie d'une turbine à gaz d'un moteur aéronautique ou peut, en variante, faire partie d'une turbine industrielle.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en coupe méridienne montrant un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention,
- la figure 2 représente de manière isolée un secteur d'anneau mis en œuvre dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1,
- la figure 3 illustre le montage d'un des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau en vue d'obtenir l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1,
- la figure 4 est une vue de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 une fois l'ensemble des secteurs d'anneau montés, et
- la figure 5 est une vue en coupe méridienne montrant une variante de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un secteur d'anneau de turbine 1 et un carter 2 en matériau métallique constituant structure de support d'anneau. L'ensemble de secteurs d'anneau 1 est monté sur le carter 2 de sorte à former un anneau de turbine qui entoure un ensemble de pales rotatives 3. La flèche F représente le sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Les secteurs d'anneau 1 sont en une seule pièce et réalisés en CMC. La mise en œuvre d'un matériau CMC pour réaliser les secteurs d'anneau 1 est avantageuse afin de réduire les besoins en ventilation de l'anneau. Les secteurs d'anneau 1 ont une section sensiblement en forme de π avec une base annulaire 5 dont la face interne 6 par rapport à la direction radiale R est revêtue d'une couche 7 de matériau abradable et définit la veine d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. La base annulaire 5 présente, en outre, une face externe 8 par rapport à la direction radiale R à partir de laquelle s'étendent des pattes 9a et 9b.
Chaque secteur d'anneau 1 décrit ci-avant est réalisé en CMC par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "Nicalon", ou des fils en fibres de carbone.
La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 9a et 9b de la partie de préforme correspondant à la base 5.
Le tissage peut être de type interlock. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est ensuite consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
Le carter 2 comprend quant à lui des pattes d'accrochage lia et 11b s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux, les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrant axialement de manière étanche les pattes d'accrochage lia et 11b du carter 2. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau appliquent une pression le long de la direction axiale A sur les pattes d'accrochage lia et 11b du carter 2. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 ne sont pas présentes entre des éléments d'accrochage de la structure de support d'anneau 2. Au contraire, ce sont les pattes d'accrochage lia et 11b de la structure de support d'anneau 2 qui sont présentes entre les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. La structure de support d'anneau 2 n'enserre pas les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. Le fait que les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent les pattes d'accrochage lia et 11b de la structure de support d'anneau 2 permet d'assurer la fixation des secteurs d'anneau 1 à ladite structure de support 2. Cet enserrage est suffisant pour assurer la fixation des secteurs d'anneau 1 à la structure de support d'anneau 2. L'ensemble d'anneau de turbine est dépourvu d'éléments de la structure de support d'anneau 2 qui viendraient enserrer les pattes 9a et 9b des secteurs 1. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent à froid (i.e. à une température de 20°C) et à chaud (i.e. en fonctionnement) les pattes d'accrochage du carter 2.
Les pattes d'accrochage lia et 11b du carter 2 sont partiellement logées entre les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 comme illustré (i.e. seule une partie de la longueur des pattes d'accrochage lia et 11b est logée entre les pattes 9a et 9b). En particulier, les extrémités radiales internes 14a et 14b des pattes d'accrochage lia et 11b sont enserrées entre les pattes 9a et 9b. Le fait que les pattes 9a et 9b enserrent axialement les pattes d'accrochage lia et 11b permet avantageusement de protéger les pattes d'accrochage lia et 11b du flux gazeux s'écoulant dans la veine puisque le secteur d'anneau 1 est résistant à la chaleur et forme une barrière thermique. La présence du phénomène de dilatation différentielle peut par ailleurs avantageusement permettre de maintenir l'étanchéité de la liaison entre les secteurs d'anneau 1 et les pattes d'accrochage lia et 11b du carter 2. En effet, la dilatation axiale des pattes d'accrochage lia et 11b permet d'exercer une légère pression sur les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 assurant ainsi le maintien de l'étanchéité de la liaison.
Les pattes d'accrochage lia et 11b sont enserrées axialement entre des portions inclinées 12a et 12b définies par les pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1. Comme illustré, les portions inclinées 12a et 12b sont situées en regard des pattes d'accrochage lia et 11b et sont en appui sur lesdites pattes d'accrochage lia et 11b afin de les enserrer. Les portions inclinées 12a et 12b sont au contact des pattes d'accrochage lia et 11b. Comme illustré, les portions inclinées 12a et 12b s'étendent chacune en ligne droite en formant un angle ai non nul avec la direction radiale R et un angle α2 non nul avec la direction axiale A. Les portions inclinées 12a et 12b peuvent ainsi avoir une forme rectiligne lorsqu'observées en coupe méridienne. Comme mentionné plus haut, la mise en œuvre de ces portions inclinées 12a et 12b permet avantageusement de compenser les différences de dilatation entre les pattes d'accrochage lia et 11b et les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 ainsi que de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau 1 sont soumis. Le secteur d'anneau 1 est ainsi, dans l'exemple illustré, relié aux pattes d'accrochage lia et 11b du carter 2 par l'intermédiaire d'une attache dite attache marteau. L'angle ai peut par exemple être compris entre 30° et 60°. Les pattes d'accrochage lia et 11b présentent elles aussi en coupe méridienne des portions inclinées formant un angle non nul avec les directions radiale et axiale, cet angle étant par exemple compris entre 30° et 60°. Les portions inclinées des pattes d'accrochage lia et 11b sont situées en regard des portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. Les portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b viennent en appui sur les pattes d'accrochage lia et 11b au niveau des portions inclinées desdites pattes d'accrochage lia et 11b. Dans l'exemple illustré, les portions inclinées des pattes d'accrochage lia et 11b ont la même forme que les portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b des secteurs 1.
Dans l'exemple illustré à la figure 1, chacune des pattes 9a ou 9b présente une unique portion inclinée 12a ou 12b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale R et à la direction axiale A. On ne sort pas du cadre de la présente invention lorsque les pattes des secteurs d'anneau comportent chacune plusieurs portions inclinées comme il sera détaillé plus bas. Comme illustré à la figure 1, les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent les pattes d'accrochage lia et 11b sur une longueur le laquelle est inférieure à la longueur lp des pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1. Les longueurs le et lp sont, comme illustré, mesurées perpendiculairement à la face externe 8 de la base annulaire 5 du secteur d'anneau 1. La longueur le peut par exemple être inférieure ou égale à 0,75 fois la longueur lp.
La figure 1 représente un exemple de réalisation où seule une partie de la longueur des pattes d'accrochage lia et 11b est logée entre les pattes 9a et 9b. Dans une variante non illustrée, les pattes du secteur d'anneau présentent une longueur suffisante permettant d'enserrer sensiblement la totalité de la longueur des pattes d'accrochage.
Dans l'exemple illustré à la figure 1, un élément d'amortissement élastique 15 est présent entre les extrémités radiales internes 14a et 14b des pattes d'accrochage lia et 11b et la base annulaire 5 du secteur d'anneau 1 dont les pattes 9a et 9b enserrent lesdites pattes d'accrochage lia et 11b. L'élément d'amortissement élastique 15 peut par exemple être sous la forme d'une plaque, par exemple formée d'un matériau métallique. L'élément d'amortissement 15 peut comporter un ou plusieurs ajours. La présence de ces ajours est avantageuse afin de permettre de refroidir le secteur d'anneau 1.
On a représenté à la figure 2 de manière isolée un secteur d'anneau 1 mis en œuvre dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1. Comme illustré, les pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1 présentent à leur extrémité radiale externe 16a et 16b des évidements 17a et 17b s'étendant en direction tangentielle lorsque le secteur d'anneau 1 est fixé à la structure de support d'anneau. Comme mentionné plus haut, la présence des évidements 17a et 17b permet avantageusement de réduire les contraintes mécaniques auxquelles le secteur d'anneau 1 est soumis lors du fonctionnement. En outre, le secteur d'anneau 1 peut comporter une ou plusieurs lamelles d'étanchéité 18. Ces lamelles d'étanchéité 18 permettent une fois l'ensemble des secteurs d'anneau 1 montés sur la structure de support d'anneau de réduire, voire de supprimer, les fuites d'air entre les secteurs d'anneau 1.
La figure 3 illustre le montage d'un secteur d'anneau 1 au carter 2. Le secteur d'anneau 1 à monter est présenté face à l'échancrure du carter 2. Le secteur d'anneau 1 à monter peut, dans un exemple de réalisation, être pourvu d'un élément d'amortissement 15 tel qu'illustré à la figure 1. Le secteur d'anneau 1 est inséré en translation puis décalé angulairement comme représenté par les flèches de la figure 3. La figure 4 est une vue de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 une fois l'ensemble des secteurs d'anneau monté. Comme illustré, une pluralité de secteurs 1 d'anneau en CMC sont montés sur la structure de support d'anneau 2. L'ensemble d'anneau de turbine comporte en outre une clé de fermeture 20 présente au niveau d'un des secteurs d'anneau et permettant d'assurer la cohésion de l'ensemble des secteurs d'anneau entre eux. La clé de fermeture 20 est présente au niveau du dernier secteur d'anneau monté.
La figure 5 illustre une variante de réalisation dans laquelle les pattes 9'a et 9'b des secteurs d'anneau enserrent les pattes d'accrochage ll'a et ll'b sur une longueur sensiblement égale à la longueur des pattes 9'a et 9'b. Dans l'exemple de la figure 5, chacune des pattes 9'a ou 9'b présente une première portion inclinée 12'a ou 12'b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale ainsi qu'une deuxième portion inclinée 12"a ou 12"b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale. Les première et deuxième portions inclinées sont présentes de part et d'autre d'un coude C formé par les pattes 9'a et 9'b du secteur d'anneau . Le coude C peut comme illustré être sensiblement situé à mi-longueur des pattes 9'a et 9'b.
L'expression « compris(e) entre ... et ... » ou « allant de ... à ... » doit se comprendre comme incluant les bornes.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (1 ; 1 en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau (2), chaque secteur d'anneau (1 ; 1 ayant une partie formant base annulaire (5) avec une face interne (6) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (8) à partir de laquelle s'étendent au moins deux parties formant pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b), la structure de support d'anneau (2) comprenant au moins deux pattes d'accrochage (lia ; 11b ; ll'a ; ll'b) s'étendant radialement, les pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b) de chaque secteur d'anneau (1 ; 1 enserrant axialement les pattes d'accrochage (lia ; 11b ; ll'a ; ll'b) de la structure de support d'anneau (2) au moins au niveau des extrémités radiales internes (14a ; 14b ; 14'a ; 14'b) desdites pattes d'accrochage (lia ; 11b ; ll'a ; ll'b), les pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (1 ; 10 présentant en coupe méridienne des portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) en appui sur les pattes d'accrochage (lia ; 11b ; ll'a ; ll'b) de la structure de support d'anneau (2), ces portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) formant un angle non nul (α-ι ; a2) par rapport à la direction radiale (R) et à la direction axiale (A).
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1) enserrent les pattes d'accrochage (lia ; 11b) sur une longueur inférieure à la longueur des pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1).
3. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les pattes (9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (10 enserrent les pattes d'accrochage (ll'a ; ll'b) sur une longueur sensiblement égale à la longueur des pattes (9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (10-
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel les portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) forment un angle compris entre 30° et 60° avec la direction radiale (R).
5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1) présentent à leur extrémité radiale externe (16a ; 16b) des évidements (17a ; 17b) s'étendant en direction tangentielle.
6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel un élément d'amortissement élastique (15) est présent entre les extrémités radiales internes (14a ; 14b) des pattes d'accrochage (lia ; 11b) de la structure de support d'anneau (2) et la base annulaire (5) du secteur d'anneau (1) dont les pattes (9a ; 9b) enserrent lesdites pattes d'accrochage (lia ; 11b).
7. Ensemble selon la revendication 6, dans lequel l'élément (15) d'amortissement est ajouré.
8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de ττ.
9. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
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Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3033825B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-07 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3049003B1 (fr) * 2016-03-21 2018-04-06 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid
FR3064024B1 (fr) * 2017-03-16 2019-09-13 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3072720B1 (fr) * 2017-10-23 2019-09-27 Safran Aircraft Engines Carter pour turbomachine comprenant une portion centrale en saillie relativement a deux portions laterales dans une region de jonction
FR3076578B1 (fr) * 2018-01-09 2020-01-31 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
JP7065941B2 (ja) * 2018-03-07 2022-05-12 川崎重工業株式会社 ガスタービンのシュラウド取付構造、シュラウド集合体及びシュラウド要素
US11021990B2 (en) * 2018-12-19 2021-06-01 General Electric Company Shroud sealing for a gas turbine engine
FR3094755B1 (fr) * 2019-04-03 2021-04-30 Safran Aircraft Engines Carter intermédiaire portant des panneaux démontables pourvus d’organes de retenue
US11015485B2 (en) 2019-04-17 2021-05-25 Rolls-Royce Corporation Seal ring for turbine shroud in gas turbine engine with arch-style support
US11274566B2 (en) 2019-08-27 2022-03-15 Raytheon Technologies Corporation Axial retention geometry for a turbine engine blade outer air seal
US11066947B2 (en) 2019-12-18 2021-07-20 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement
CN112267917B (zh) * 2020-09-18 2022-09-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环
US11255210B1 (en) 2020-10-28 2022-02-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate
US11499444B1 (en) 2021-06-18 2022-11-15 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with forward and aft pin shroud attachment
US11319828B1 (en) 2021-06-18 2022-05-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with separable pin attachment
US11441441B1 (en) 2021-06-18 2022-09-13 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with split pin mounted ceramic matrix composite blade track
CN117307258A (zh) * 2022-06-21 2023-12-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导叶结构
US12031443B2 (en) 2022-11-29 2024-07-09 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with attachment flange cooling chambers
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11732604B1 (en) 2022-12-01 2023-08-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages
US11885225B1 (en) 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles
US12421870B1 (en) 2024-04-30 2025-09-23 Rolls-Royce Corporation Pin mounted ceramic matrix composite heat shields with impingement cooling

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6315519B1 (en) * 1998-09-28 2001-11-13 General Electric Company Turbine inner shroud and turbine assembly containing such inner shroud
US6435824B1 (en) * 2000-11-08 2002-08-20 General Electric Co. Gas turbine stationary shroud made of a ceramic foam material, and its preparation
US6702550B2 (en) * 2002-01-16 2004-03-09 General Electric Company Turbine shroud segment and shroud assembly
US6758653B2 (en) * 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
FR2869944B1 (fr) * 2004-05-04 2006-08-11 Snecma Moteurs Sa Dispositif de refroidissement pour anneau fixe de turbine a gaz
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US8128350B2 (en) * 2007-09-21 2012-03-06 Siemens Energy, Inc. Stacked lamellae ceramic gas turbine ring segment component
RU2522264C2 (ru) 2009-03-09 2014-07-10 Снекма Сборка обоймы турбины
JP4634528B1 (ja) * 2010-01-26 2011-02-16 三菱重工業株式会社 分割環冷却構造およびガスタービン
WO2014158286A1 (fr) * 2013-03-12 2014-10-02 Thomas David J Ensemble de sillages de pales de turbine
US10100737B2 (en) * 2013-05-16 2018-10-16 Siemens Energy, Inc. Impingement cooling arrangement having a snap-in plate

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