EP3298246A1 - Ensemble d'anneau de turbine. - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine.

Info

Publication number
EP3298246A1
EP3298246A1 EP16726369.8A EP16726369A EP3298246A1 EP 3298246 A1 EP3298246 A1 EP 3298246A1 EP 16726369 A EP16726369 A EP 16726369A EP 3298246 A1 EP3298246 A1 EP 3298246A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ring
sectors
portions
support structure
annular
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP16726369.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3298246B1 (fr
Inventor
Clément ROUSSILLE
Gaël EVAIN
Adèle LYPRENDI
Lucien QUENNEHEN
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
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to EP23198187.9A priority Critical patent/EP4273370A3/fr
Publication of EP3298246A1 publication Critical patent/EP3298246A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3298246B1 publication Critical patent/EP3298246B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • the invention relates to a turbine ring assembly comprising a plurality of ceramic matrix composite ring sectors and a ring support structure.
  • 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.
  • a turbine ring assembly comprising a plurality of ceramic matrix composite material ring sectors forming a turbine ring and a ring support structure, each sector.
  • ring having an annular base portion with an inner face defining the inner face of the turbine ring and an outer face from which extends a hooking portion of the ring sector to the support structure of ring, the ring support structure comprising two annular flanges between which the attachment portion of each ring sector is held, the annular flanges of the ring support structure each having at least one inclined bearing portion. on the attachment portions of the ring sectors, said inclined portion forming, when observed in meridian section, a non-zero angle with respect to the radial direction and the axial direction.
  • 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 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.
  • the implementation of such inclined portions at the annular flanges of the ring support structure advantageously makes it possible to compensate for the differences in expansion between the annular flanges and the attachment portions of the ring sectors and thus to reduce the stresses.
  • the ring sectors are subjected during operation.
  • at least one of the flanges of the ring support structure is elastically deformable. This advantageously makes it possible to compensate even better for the differential expansions between the fastening portions of the CMC ring sectors and the flanges of the metal ring support structure without significantly increasing the stress exerted "cold" by the flanges on the metal ring support structure. the hooking parts of the ring sectors.
  • the two flanges of the ring support structure are elastically deformable or only one of the two flanges of the ring support structure is elastically deformable.
  • each of the annular flanges of the ring support structure may have first and second inclined portions resting on the hooking portions of the ring sectors, said first and second inclined portions each forming, when observed in meridian section, a non-zero angle with respect to the radial direction and the axial direction.
  • the first inclined portion may bear against the upper half of the hooking portions of the ring sectors and the second inclined portion may bear against the lower half of the hooking portions of the ring sectors.
  • the upper half of a hooking portion of a ring sector corresponds to the portion of said hooking part extending radially between the half-length zone of the hooking portion and the end of the hook portion.
  • snap portion located on the side of the ring support structure.
  • the lower half of a hooking portion of a ring sector corresponds to the portion of the hooking part extending radially between the half-length zone of the hooking portion and the end of the hook portion. gripping part located on the side of the annular base.
  • the ring support structure may have axial portions bearing on the hooking portions of the ring sectors, the axial portions being able to extend each parallel to the axial direction, these axial portions.
  • the axial portions can be formed by the annular flanges or by a plurality of inserts engaged without cold play through the annular flanges.
  • the attachment parts of the ring sectors can be held at the ring support structure at such axial portions.
  • the annular flanges of the ring support structure can grip the attachment portions of the ring sectors over at least half the length of said attachment portions.
  • the annular flanges of the ring support structure can grip the attachment portions of the ring sectors at least at the outer radial ends of said attachment portions.
  • the outer radial end of a fastening portion corresponds to the end of this attachment portion located on the opposite side to the flow stream of the gas stream.
  • the annular flanges of the ring support structure may enclose the hooking portions of the ring sectors only at the upper half of said attachment portions.
  • each ring sector may be in the form of radially extending tabs.
  • the outer radial ends of the legs of the ring sectors may not be in contact and the tabs of the ring sectors may define between them an internal ventilation volume for each of the ring sectors.
  • the attachment portion of each of the ring sectors is in the form of a bulb.
  • the ring sectors have a substantially ⁇ -shaped section or substantially in the form of ⁇ .
  • the present invention also relates to a turbomachine comprising a turbine ring assembly as described above.
  • 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 represents a detail of FIG.
  • FIGS. 3 to 6 are views in meridian section showing embodiments of turbine ring assemblies according to the invention.
  • FIG. 7 represents the flange implemented in the embodiment of FIG. 6,
  • FIGS. 8 to 10 illustrate the mounting of the ring sectors in the case of the embodiment of FIG. 5, and
  • upstream and downstream are used here with reference to the flow direction of the gas flow in the turbine (see arrow F in Figure 1, for example).
  • Figure 1 shows a turbine ring sector 1 and a housing 2 made of metallic material constituting ring support structure.
  • the ring support structure 2 is made of a metallic material such as Waspaloy® alloy or Inconel® alloy 718.
  • 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.
  • the ring sectors 1 have, in the illustrated example, a substantially ⁇ -shaped section with an annular base 5 whose radially inner face 6 coated with a layer 7 of abradable material defines the flow stream of the gas stream in the turbine.
  • the annular base 5 furthermore has a radially outer face 8 from which an attachment portion 9 extends.
  • the hooking portion 9 is in the form of a solid bulb, we do not is beyond the scope of the invention when the attachment portion is in the form of a hollow bulb or when the latter is in another form as detailed below. Inter-sector sealing is ensured by sealing tongues (not shown) housed in grooves facing each other in opposite edges of two adjacent ring sectors.
  • 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 fiber preform is advantageously made by three-dimensional weaving or multilayer weaving. 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. For this purpose, reference may be made to WO 2006/136755.
  • 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 two annular radial flanges 11a and 11b of metallic material extending radially towards a flow vein of the gas flow.
  • the annular flanges 11a and 11b of the casing 2 axially grip the attachment portions 9 of the ring sectors 1.
  • the attachment portions 9 of the ring sectors 1 are held between the flanges. rings 11a and 11b, the hooking portions 9 being housed between the annular flanges 11a and 11b.
  • ventilation orifices 34 formed in the flange 11a make it possible to supply cooling air to the outside of the turbine ring 1.
  • the annular flanges 11a and 11b each have two inclined portions resting on the attachment portions 9 of the ring sectors 1 and ensuring their maintenance.
  • the inclined portions of the flanges 11a and 11b are in contact with the attachment portions 9 of the ring sectors 1.
  • the upstream annular flange 11a has a first inclined portion 12a and a second inclined portion 13a.
  • the flange 11a further has a third portion 15a extending in the radial direction R and located between the first 12a and the second 13a inclined portion.
  • the downstream annular flange 11b also has a first inclined portion 12b and a second inclined portion 13b.
  • the flange 11b also has a third portion 15b extending in the radial direction R and located between the first 12b and the second 13b inclined portion.
  • the first inclined portion 12a of the upstream annular flange 11a forms a non-zero angle ⁇ with the radial direction R and forms a non-zero angle ⁇ 2 with the axial direction A.
  • the second inclined portion 13a of the upstream annular flange 11a forms a non-zero angle ⁇ 3 with the radial direction R and forms a non-zero angle ⁇ 4 with the axial direction A.
  • first and second inclined portions 12b and 13b of the downstream annular flange 11b are the same for the first and second inclined portions 12b and 13b of the downstream annular flange 11b.
  • the first and second inclined portions 12a and 13a extend in non-parallel directions (they form a non-zero angle between them). It is the same for the first and second inclined portions 12b and 13b.
  • the inclined portions of the annular flanges 11a and 11b extend at a non-zero angle with the radial direction R and a non-zero angle with the axial direction A.
  • the inclined portions of the annular flanges 11 and 11b each extend in a straight line.
  • the inclined portions 12a, 12b, 13a and 13b each have an elongated shape.
  • all or part of the inclined portions of the annular flanges 11a and 11b may form an angle of between 30 ° and 60 ° with the radial direction.
  • the angle formed between its first inclined portion and the radial direction may or may not be equal to the angle formed between its second inclined portion and the radial direction, when the first and second inclined portions are observed in meridian section.
  • the annular flanges 11a and 11b grip the attachment portions 9 of the ring sectors over more than half the length I of said gripping portions 9, in particular on the less 75% of this length.
  • the length I is measured in the radial direction R.
  • the first inclined portions 12a and 12b are, when observed in meridian section, each bearing on the upper half Mi of the hooking portions 9 and the second inclined portions 13a and 13b are, when observed in meridian section, each resting on the lower half M 2 of the attachment portions 9.
  • the upper half Mi corresponds to the portion of the attachment portion 9 extending radially between the zone Z to half length of the attachment portion 9 and the end Ei of the attachment portion located on the side of the ring support structure 2 (outer radial end).
  • the lower half M 2 corresponds to the portion of the attachment portion 9 extending radially between the zone Z at mid-length of the attachment part 9 and the end E 2 of the attachment part situated on the side of the annular base 5 (internal radial end).
  • the inclined portions of the annular flanges 11a and 11b define two hooks between which the attachment portions 9 of the ring sectors 1 are gripped axially. Each of these hooks has, in the illustrated example, substantially a form of C.
  • annular flanges each have such first and second inclined portions. It will be, in fact, described hereinafter the case where each of the annular flanges has a single inclined portion bearing on the attachment portions of the ring sectors.
  • the implementation of the inclined portions advantageously makes it possible to compensate for the differences in expansion between the annular flanges 11a and 11b, on the one hand, and the ring sectors 1, on the other hand, and thus to reduce the mechanical stresses to which ring sectors 1 are subjected during operation.
  • annular flanges flange 11b in Figure 1
  • hook 25 whose function will be detailed later.
  • the maintenance of the ring sectors 1 to the ring support structure 2 is only ensured. by the annular flanges 11a and 11b (no presence of an added element such as a pin through the attachment portion 9 of the ring sectors).
  • certain embodiments of the invention may implement such inserts to participate in maintaining the ring sectors on the ring support structure.
  • FIG. 3 shows an alternative embodiment of a turbine ring assembly according to the invention.
  • the attachment portion of the ring sectors 1a is in the form of tabs 9a and 9b extending radially from the outer face 8 of the annular base 5.
  • the outer radial ends 10a and 10b 10b of the legs 9a and 9b of the ring sectors la are not in contact.
  • 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 outer radial ends 10a and 10b are, in the example illustrated in FIG. 3, spaced along the axial direction A.
  • the lugs 9a and 9b of the ring sectors define between them an internal volume V of ventilation for each of the ring sectors. It is thus possible to ventilate the ring sector 1a by sending cooling air to their annular base 5 through the ventilation opening 14 defined between the tabs 9a and 9b.
  • the ring sectors 1a of FIG. 3 have substantially an open-ended ⁇ shape at its end located on the side of the ring support structure 2.
  • the fibrous preform intended to form the ring sector 1a of the type illustrated in FIG. 3 can be made by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the construction of debonding zones enabling the portions of preforms corresponding to the legs 9a and 9b to be separated from each other. the preform portion corresponding to the base 5.
  • the preform portions corresponding to the tabs can be made by weaving layers of son passing through the preform portion corresponding to the base 5.
  • FIG. 4 shows an alternative embodiment in which the ring sectors 1b are held in the ring support structure 2 by means of annular flanges 21a and 21b each having, as illustrated, an axial portion 16a. or 16b extending parallel to the axial direction A.
  • each of the annular flanges 21a and 21b has a single inclined portion 13a or 13b resting on the legs 19a or 19b of the ring sectors lb and forming a non-zero angle with respect to the direction Radial R and the axial direction A.
  • the axial portions 16a and 16b bear against the tabs 19a and 19b of the ring sectors.
  • the tabs 19a and 19b forming the attachment portion of the ring sectors 1b are held in the ring support structure 2 at the axial portions 16a and 16b.
  • the axial portions 16a and 16b formed by the annular flanges block the movement of the ring sectors lb outwardly in the radial direction R.
  • the annular flanges 21a and 21b axially enclose the tabs 19a and 19b of the ring sectors lb to level of their outer radial end 20a and 20b.
  • the inclined portion and the axial portion form for each of the annular flanges 21a and 21b a hook bearing on the tabs 19a and 19b of the ring sectors 1b.
  • the tabs 19a and 19b of the ring sectors lb are gripped axially between these two hooks formed by the annular flanges 21a and 21b.
  • the ring sectors 1b have a substantially ⁇ -shaped section.
  • FIG. 5 shows an alternative embodiment in which the ring sectors are held by blocking pins 35 and 37. More specifically and as illustrated in FIG. 5, pins 35 are engaged both in the annular upstream radial flange 31a of the ring support structure 2 and in the upstream legs 29a of the ring sectors.
  • the pins 35 each respectively pass through an orifice formed in the annular upstream radial flange 31a and an orifice formed in each upstream leg 29a, the orifices of the flange 31a and lugs 29a being aligned during the assembly of the ring sectors. on the ring support structure 2.
  • pins 37 are engaged both in the annular downstream radial flange 31b of the ring support structure 2 and in the downstream legs 29b of the ring sectors .
  • the pins 37 each respectively pass through an orifice formed in the annular downstream radial flange 31b and an orifice provided for each downstream leg 29b, the orifices of the flange 31b and the lugs 29b being aligned during the assembly of the ring sectors 1a on the ring support structure 2.
  • the pins 35 and 37 are engaged without cold play through the flanges 31a and 31b and the tabs 29a and 29b.
  • the pins 35 and 37 make it possible to block in rotation the ring sectors 1a.
  • the pins 35 and 37 block the movement of the ring sectors inwards and outwards in the radial direction R.
  • the annular flanges 31a and 31b each further have a single inclined portion 13a or 13b making it possible to reduce the stress applied to the ring sectors 1a during the expansion of the annular flanges 31a and 31b during operation.
  • FIG. 6 shows an alternative embodiment in which each ring sector has a substantially ⁇ -shaped section with an annular base 5 whose inner face coated with a layer 7 of abradable material defines the vein of flow of gas flow in the turbine.
  • Upstream and downstream tabs 29a and 29b extend from the outer face of the annular base 5 in the radial direction R.
  • the ring support structure 2 is, in this embodiment, formed of two parts, namely a first part corresponding to an annular upstream radial flange 31a which is preferably formed integrally with a turbine casing and a corresponding second part. to an annular retention flange 50 mounted on the turbine casing.
  • the annular upstream radial flange 31a comprises an inclined portion 13a as described above in bearing on the upstream legs 29a of the ring sectors 1a.
  • the flange 50 comprises an annular web 57 which forms an annular downstream radial flange 54 having an inclined portion 13b as described above in support on the downstream legs 29b of the ring sectors.
  • the flange 50 comprises an annular body 51 extending axially and comprising, on the upstream side, the annular web 57 and, on the downstream side, a first series of teeth 52 distributed circumferentially on the flange 50 and spaced from each other by first engagement passages 53 ( Figure 7).
  • the turbine casing has on the downstream side a second series of teeth 60 extending radially from the inner surface 38a of the ferrule 38 of the turbine casing.
  • the teeth 60 are distributed circumferentially on the inner surface 38a of the ferrule 38 and spaced from each other by second engagement passages 61 (Fig. 13).
  • the teeth 52 and 60 cooperate with each other to form a circumferential clutch.
  • each ring sector is preloaded between the annular flanges 31a and 54 so that the flanges exert, at least at "cold", that is to say at room temperature about 25 ° C, a strain on the legs 29a and 29b. Furthermore, as in the embodiment of Figure 5, the ring sectors are further maintained by blocking pins 35 and 37.
  • At least one of the flanges of the ring support structure is elastically deformable, which further compensates for differential expansion between the legs of the CMC ring sectors and the flanges of the metal ring support structure. without significantly increasing the stress exerted "cold" by the flanges on the legs of the ring sectors.
  • the seal between the upstream and downstream of the turbine ring assembly is provided by an annular boss 70 extending radially from the inner surface 38a of the shell 38 of the turbine casing and of which the free end in contact with the surface of the body 51 of the flange 50.
  • FIGS. 8 to 10 which will be described illustrate the mounting of the ring sectors in the case of the embodiment of FIG. 5.
  • the gap E between the annular upstream radial flange 31 a and the annular downstream radial flange 31b at "rest", that is to say when no ring sector is mounted between the flanges is smaller than the distance D present between the external faces 29c and 29d of the upstream and downstream legs 29a and 29b ring sectors.
  • the gap E is measured between the ends of the inclined portions 13a and 13b of the annular flanges 31a and 31b.
  • the ring support structure comprises at least one annular flange which is elastically deformable in the axial direction A of the ring.
  • the annular downward radial flange 31b is elastically deformable.
  • the annular downstream radial flange 31b is drawn in the axial direction A as shown in FIGS. 9 and 10 in order to increase the spacing between the flanges 31a and 31b and to allow the insertion of the tabs 29a and 29b between the flanges 31a and 31b without risk of damage.
  • the tabs 29a and 29b of a ring sector are inserted between the flanges 31a and 31b and positioned to align the orifices 35a and 35b, on the one hand, and 37a and 37b on the other hand, the flange 31b is released to maintain the ring sector.
  • the latter comprises a plurality of hooks 25 distributed on its face 31c, which face is opposite the face 31d of the flange 31b opposite the downstream tabs 29b.
  • the traction in the axial direction A of the ring exerted on the elastically deformable flange 31b is here carried out by means of a tool 250 comprising at least one arm 251 whose end comprises a hook 252 which is engaged in the hook 25 present on the outer face 31c of the flange 31b.
  • 31b is defined according to the number of points of traction that one wishes to have on the flange 31b. This number depends mainly on the elastic nature of the flange. Other forms and arrangements of means for exerting traction in the axial direction A on one of the flanges of the ring support structure can of course be envisaged.
  • Each ring sector lug 29a or 29b may comprise one or more orifices for the passage of a blocking pin.
  • a similar method can be used for mounting the ring sectors in the context of the examples illustrated in FIGS. Figures 1, 3 and 4 except that no blocking pin is used in this case.
  • the ring sectors are first fixed by their upstream leg 29a to the annular upstream radial flange 31a of the ring support structure 2 by pins 35 which are engaged in the aligned orifices 35b and 35a respectively formed in the annular upstream radial flange 31a and in the upstream leg 29a.
  • the annular retaining flange 50 is assembled by interconnection between the turbine casing and the downstream lugs of the ring sectors 29b.
  • the spacing E 'between the annular downstream radial flange 54 formed by the annular web 57 of the flange 50 and the outer surface 52a of the teeth 52 of said flange is greater than the distance D' present between the face external 29d of the downstream legs 29b of the ring sectors and the inner face 60a of the teeth 60 present on the turbine casing.
  • the ring support structure comprises at least one annular flange which is elastically deformable in the axial direction A of the ring.
  • it is the annular downstream radial flange 54 present on the flange 50 which is elastically deformable.
  • the annular web 57 forming the annular downstream radial flange 54 of the ring support structure 2 has a reduced thickness relative to the annular upstream radial flange 31a, which gives it a certain elasticity.
  • the flange 50 is mounted on the turbine casing by placing the teeth 52 present on the flange 50 vis-à-vis the engagement passages 61 formed on the turbine housing, the teeth 60 present on said turbine casing being also placed vis-à-vis the engagement passages 53 formed between the The distance E 'being greater than the distance D', it is necessary to apply an axial force to the flange 50 in the direction indicated in FIG. 14 in order to engage the teeth 52 with the teeth 52 on the flange 50. beyond the teeth 60 and allow a rotation R 'of the flange at an angle substantially corresponding to the width of the teeth 60 and 52. After this rotation, the flange 50 is released, the latter then being maintained in axial stress between the downstream legs 29b of the ring sectors and the inner surface 60a of the teeth 60 of the turbine casing.
  • each ring sector lug 29a or 29b may comprise one or more orifices for the passage of a blocking pin.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

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 formant un anneau de turbine, et une structure de support d'anneau (2) comprenant deux brides annulaires (11a; 11b) entre lesquelles une partie d'accrochage (9) de chaque secteur d'anneau est maintenue, les brides annulaires de la structure de support d'anneau présentant chacune au moins deux portions inclinées (12a; 12b; 13a; 13b) en appui sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau, lesdites portions inclinées formant, lorsqu'observées en coupe méridienne, un angle non nul par rapport à la direction radiale (R) et à la direction axiale (A).

Description

Ensemble d'anneau de turbine
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 soumises au flux chaud. Par conséquent, 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 les documents GB 2 480 766, EP 1 350 927 et US 2014/0271145 qui divulguent des ensembles d'anneau de turbine. II existe 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 formant un anneau de turbine 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'étend une partie d'accrochage du secteur d'anneau à la structure de support d'anneau, la structure de support d'anneau comprenant deux brides annulaires entre lesquelles la partie d'accrochage de chaque secteur d'anneau est maintenue, les brides annulaires de la structure de support d'anneau présentant chacune au moins une portion inclinée en appui sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau, ladite portion inclinée formant, lorsqu'observée en coupe méridienne, un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale.
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). 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 au niveau des brides annulaires de la structure de support d'anneau permet avantageusement de compenser les différences de dilatation entre les brides annulaires et les parties d'accrochage des secteurs d'anneau et donc de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau sont soumis lors du fonctionnement. De préférence, au moins une des brides de la structure de support d'anneau est élastiquement déformable. Cela permet avantageusement de compenser encore mieux les dilatations différentielles entre les parties d'accrochage des secteurs d'anneau en CMC et les brides de la structure de support d'anneau en métal sans augmenter signiflcativement la contrainte exercée « à froid » par les brides sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau. En particulier, les deux brides de la structure de support d'anneau sont élastiquement déformables ou une seule des deux brides de la structure de support d'anneau est élastiquement déformable.
Dans un exemple de réalisation, chacune des brides annulaires de la structure de support d'anneau peut présenter une première et une deuxième portions inclinées en appui sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau, lesdites première et deuxième portions inclinées formant chacune, lorsqu'observées en coupe méridienne, un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale. En particulier, la première portion inclinée peut être en appui sur la moitié supérieure des parties d'accrochage des secteurs d'anneau et la deuxième portion inclinée peut être en appui sur la moitié inférieure des parties d'accrochage des secteurs d'anneau.
La moitié supérieure d'une partie d'accrochage d'un secteur d'anneau correspond à la portion de ladite partie d'accrochage s'étendant radialement entre la zone à mi-longueur de la partie d'accrochage et l'extrémité de la partie d'accrochage située du côté de la structure de support d'anneau. La moitié inférieure d'une partie d'accrochage d'un secteur d'anneau correspond à la portion de la partie d'accrochage s'étendant radialement entre la zone à mi-longueur de la partie d'accrochage et l'extrémité de la partie d'accrochage située du côté de la base annulaire.
Dans un exemple de réalisation, la structure de support d'anneau peut présenter des portions axiales venant en appui sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau, les portions axiales pouvant s'étendre chacune parallèlement à la direction axiale, ces portions axiales pouvant être formées par les brides annulaires ou par une pluralité d'éléments rapportés engagés sans jeu à froid au travers des brides annulaires. En particulier, les parties d'accrochage des secteurs d'anneau peuvent être maintenues à la structure de support d'anneau au niveau de telles portions axiales.
Dans un exemple de réalisation, les brides annulaires de la structure de support d'anneau peuvent enserrer les parties d'accrochage des secteurs d'anneau sur au moins la moitié de la longueur desdites parties d'accrochage.
Dans un exemple de réalisation, les brides annulaires de la structure de support d'anneau peuvent enserrer les parties d'accrochage des secteurs d'anneau au moins au niveau des extrémités radiales externes desdites parties d'accrochage. L'extrémité radiale externe d'une partie d'accrochage correspond à l'extrémité de cette partie d'accrochage située du côté opposé à la veine d'écoulement du flux gazeux. En particulier, les brides annulaires de la structure de support d'anneau peuvent enserrer les parties d'accrochage des secteurs d'anneau uniquement au niveau de la moitié supérieure desdites parties d'accrochage.
Dans un exemple de réalisation, la partie d'accrochage de chaque secteur d'anneau peut être sous la forme de pattes s'étendant radialement. En particulier, les extrémités radiales externes des pattes des secteurs d'anneau peuvent ne pas être contact et les pattes des secteurs d'anneau peuvent définir entre elles un volume intérieur de ventilation pour chacun des secteurs d'anneau.
Dans un exemple de réalisation, la portion d'accrochage de chacun des secteurs d'anneau est sous la forme d'un bulbe.
Dans un exemple de réalisation, les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de Ω ou sensiblement en forme de ττ.
La présente invention vise également une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que décrit plus haut.
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 un détail de la figure 1,
- les figures 3 à 6 sont des vues en coupe méridienne montrant des variantes de réalisation d'ensembles d'anneau de turbine selon l'invention,
- la figure 7 représente le flasque mis en œuvre dans le mode de réalisation de la figure 6,
- les figures 8 à 10 illustrent le montage des secteurs d'anneau dans le cas de l'exemple de réalisation de la figure 5, et
- les figures 11 à 15 illustrent le montage des secteurs d'anneau dans le cas de l'exemple de réalisation de la figure 6.
Description détaillée de modes de réalisation
Dans la suite, les termes « amont » et « aval » sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine (voir flèche F à la figure 1, par exemple).
La figure 1 montre un secteur d'anneau de turbine 1 et un carter 2 en matériau métallique constituant structure de support d'anneau. La structure de support d'anneau 2 est réalisée en un matériau métallique tel que l'alliage Waspaloy® ou l'alliage Inconel® 718.
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, dans l'exemple illustré, une section sensiblement en forme de Ω avec une base annulaire 5 dont la face radialement interne 6 revêtue d'une couche 7 de matériau abradable définit la veine d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. La base annulaire 5 présente, en outre, une face radialement externe 8 à partir de laquelle s'étend une portion d'accrochage 9. Dans l'exemple illustré, la portion d'accrochage 9 est sous la forme d'un bulbe plein, on ne sort pas du cadre de l'invention lorsque la portion d'accrochage est sous la forme d'un bulbe creux ou lorsque cette dernière est sous une autre forme telle que détaillée plus bas. L'étanchéité inter-secteurs est assurée par des languettes d'étanchéité (non représentées) logées dans des rainures se faisant face dans les bords en regard de deux secteurs d'anneau voisin.
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. 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 pour cela 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 deux brides radiales annulaires lia et 11b en matériau métallique s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux. Les brides annulaires lia et 11b du carter 2 enserrent axialement les parties d'accrochage 9 des secteurs d'anneau 1. Ainsi, comme illustré à la figure 1, les parties d'accrochage 9 des secteurs d'anneau 1 sont maintenues entre les brides annulaires lia et 11b, les parties d'accrochage 9 étant logées entre les brides annulaires lia et 11b. En outre, de façon classique, des orifices de ventilation 34 formés dans la bride lia permettent d'amener de l'air de refroidissement du côté extérieur de l'anneau de turbine 1.
Les brides annulaires lia et 11b présentent chacune deux portions inclinées en appui sur les parties d'accrochage 9 des secteurs d'anneau 1 et assurant leur maintien. Les portions inclinées des brides annulaires lia et 11b sont au contact des parties d'accrochage 9 des secteurs d'anneau 1. La bride annulaire amont lia présente une première portion inclinée 12a ainsi qu'une deuxième portion inclinée 13a. La bride lia présente en outre une troisième portion 15a s'étendant selon la direction radiale R et située entre la première 12a et la deuxième 13a portion inclinée. La bride annulaire aval 11b présente aussi une première portion inclinée 12b ainsi qu'une deuxième portion inclinée 13b. La bride 11b présente elle aussi une troisième portion 15b s'étendant selon la direction radiale R et située entre la première 12b et la deuxième 13b portion inclinée. Lorsqu'observée en coupe méridienne et comme illustré aux figures 1 et 2, la première portion inclinée 12a de la bride annulaire amont lia forme un angle non nul ai avec la direction radiale R et forme un angle non nul a2 avec la direction axiale A. De même, lorsqu'observée en coupe méridienne, la deuxième portion inclinée 13a de la bride annulaire amont lia forme un angle non nul a3 avec la direction radiale R et forme un angle non nul a4 avec la direction axiale A. Il en est de même pour les première et deuxième portions inclinées 12b et 13b de la bride annulaire aval 11b. Les première et deuxième portions inclinées 12a et 13a s'étendent selon des directions non parallèles (elles forment un angle non nul entre elles). Il en est de même pour les première et deuxième portions inclinées 12b et 13b. Comme illustré, les portions inclinées des brides annulaires lia et 11b s'étendent en formant un angle non nul avec la direction radiale R et un angle non nul avec la direction axiale A. Dans l'exemple illustré, les portions inclinées des brides annulaires lia et 11b s'étendent chacune en ligne droite. Dans l'exemple illustré, les portions inclinées 12a, 12b, 13a et 13b ont chacune une forme allongée. Lorsqu'observées en coupe méridienne, tout ou partie des portions inclinées des brides annulaires lia et 11b peuvent former un angle compris entre 30° et 60° avec la direction radiale. Pour chacune des brides annulaires lia et 11b, l'angle formé entre sa première portion inclinée et la direction radiale peut ou non être égal à l'angle formé entre sa deuxième portion inclinée et la direction radiale, lorsque les première et deuxième portions inclinées sont observées en coupe méridienne.
Dans l'exemple illustré, les brides annulaires lia et 11b enserrent les parties d'accrochage 9 des secteurs d'anneau sur plus de la moitié de la longueur I desdites parties d'accrochage 9, notamment sur au moins 75% de cette longueur. La longueur I est mesurée selon la direction radiale R.
Dans l'exemple illustré à la figure 1, les premières portions inclinées 12a et 12b sont, lorsqu'observées en coupe méridienne, chacune en appui sur la moitié supérieure Mi des parties d'accrochage 9 et les deuxièmes portions inclinées 13a et 13b sont, lorsqu'observées en coupe méridienne, chacune en appui sur la moitié inférieure M2 des parties d'accrochage 9. La moitié supérieure Mi correspond à la portion de la partie d'accrochage 9 s'étendant radialement entre la zone Z à mi- longueur de la partie d'accrochage 9 et l'extrémité Ei de la partie d'accrochage située du côté de la structure de support d'anneau 2 (extrémité radiale externe). La moitié inférieure M2 correspond à la portion de la partie d'accrochage 9 s'étendant radialement entre la zone Z à mi- longueur de la partie d'accrochage 9 et l'extrémité E2 de la partie d'accrochage située du côté de la base annulaire 5 (extrémité radiale interne). Les portions inclinées des brides annulaires lia et 11b définissent deux crochets entre lesquels les portions d'accrochage 9 des secteurs d'anneau 1 sont enserrées axialement. Chacun de ces crochets présente, dans l'exemple illustré, sensiblement une forme de C.
L'invention n'est toutefois pas limitée au cas où les brides annulaires présentent chacune de telles première et deuxième portions inclinées. Il sera, en effet, décrit dans la suite le cas où chacune des brides annulaires présente une unique portion inclinée en appui sur les parties d'accrochage des secteurs d'anneau.
Comme mentionné plus haut, la mise en œuvre des portions inclinées permet avantageusement de compenser les différences de dilatation entre les brides annulaires lia et 11b, d'une part, et les secteurs d'anneau 1, d'autre part, et ainsi de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau 1 sont soumis lors du fonctionnement.
Dans les exemples de réalisation des figures 1 à 5, au moins une des brides annulaires (bride 11b à la figure 1) est, comme illustrée, munie sur sa face externe d'un crochet 25 dont la fonction sera détaillée dans la suite.
Dans l'exemple illustré à la figure 1, le maintien des secteurs d'anneau 1 à la structure de support d'anneau 2 est uniquement assuré par les brides annulaires lia et 11b (pas de présence d'un élément rapporté tel qu'un pion au travers de la partie d'accrochage 9 des secteurs d'anneau). Comme il sera détaillé dans la suite, certains exemples de réalisation de l'invention peuvent mettre en œuvre de tels éléments rapportés afin de participer au maintien des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
On a représenté à la figure 3 une variante de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention. Dans cet exemple, la partie d'accrochage des secteurs d'anneau la se présente sous la forme de pattes 9a et 9b s'étendant radialement depuis la face externe 8 de la base annulaire 5. Dans cet exemple, les extrémités radiales externes 10a et 10b des pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau la ne sont pas en contact. 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. Les extrémités radiales externes 10a et 10b sont, dans l'exemple illustré à la figure 3, espacées le long de la direction axiale A. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau définissent entre elles un volume intérieur V de ventilation pour chacun des secteurs d'anneau la. Il est ainsi possible de ventiler les secteur d'anneau la en envoyant de l'air de refroidissement vers leur base annulaire 5 au travers de l'orifice de ventilation 14 défini entre les pattes 9a et 9b.
Les secteurs d'anneau la de la figure 3 présentent sensiblement une forme en Ω ouvert au niveau de son extrémité située du côté de la structure de support d'anneau 2.
La préforme fibreuse destinée à former le secteur d'anneau la du type illustré à la figure 3 peut être 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. En variante, les parties de préformes correspondant aux pattes peuvent être réalisées par tissage de couches de fils traversant la partie de préforme correspondant à la base 5.
On a représenté à la figure 4 une variante de réalisation dans laquelle les secteurs d'anneau lb sont maintenus à la structure de support d'anneau 2 par l'intermédiaire de brides annulaires 21a et 21b présentant chacune, comme illustré, une portion axiale 16a ou 16b s'étendant parallèlement à la direction axiale A. En outre, chacune des brides annulaires 21a et 21b présente une unique portion inclinée 13a ou 13b en appui sur les pattes 19a ou 19b des secteurs d'anneau lb et formant un angle non nul par rapport à la direction radiale R et à la direction axiale A. Les portions axiales 16a et 16b sont en appui sur les pattes 19a et 19b des secteurs d'anneau. Les pattes 19a et 19b formant la partie d'accrochage des secteurs d'anneau lb sont maintenues à la structure de support d'anneau 2 au niveau des portions axiales 16a et 16b. Les portions axiales 16a et 16b formées par les brides annulaires bloquent le mouvement des secteurs d'anneau lb vers l'extérieur dans la direction radiale R. Les brides annulaires 21a et 21b enserrent axialement les pattes 19a et 19b des secteurs d'anneau lb au niveau de leur extrémité radiale externe 20a et 20b. Dans l'exemple illustré, la portion inclinée et la portion axiale forment pour chacune des brides annulaires 21a et 21b un crochet venant en appui sur les pattes 19a et 19b des secteurs d'anneau lb. Les pattes 19a et 19b des secteurs d'anneau lb sont enserrées axialement entre ces deux crochets formés par les brides annulaires 21a et 21b. Dans l'exemple illustré à la figure 4, les secteurs d'anneau lb ont une section sensiblement en forme de π.
Les modes de réalisation qui vont être décrits illustrés aux figures 5 et 6 concernent le cas où un élément rapporté est présent au travers de la partie d'accrochage des secteurs d'anneau afin de maintenir ces derniers. Comme expliqué plus haut, la présence d'un tel élément rapporté est optionnelle dans le cadre de la présente invention. On a représenté à la figure 5 une variante de réalisation dans laquelle les secteurs d'anneau le sont maintenus par des pions de blocage 35 et 37. Plus précisément et comme illustré sur la figure 5, des pions 35 sont engagés à la fois dans la bride radiale amont annulaire 31a de la structure de support d'anneau 2 et dans les pattes amont 29a des secteurs d'anneau le. A cet effet, les pions 35 traversent chacun respectivement un orifice ménagé dans la bride radiale amont annulaire 31a et un orifice ménagé dans chaque patte amont 29a, les orifices de la bride 31a et des pattes 29a étant alignés lors du montage des secteurs d'anneau le sur la structure de support d'anneau 2. De même, des pions 37 sont engagés à la fois dans la bride radiale aval annulaire 31b de la structure de support d'anneau 2 et dans les pattes aval 29b des secteurs d'anneau le. A cet effet, les pions 37 traversent chacun respectivement un orifice ménagé dans la bride radiale aval annulaire 31b et un orifice ménagé chaque patte aval 29b, les orifices de la bride 31b et des pattes 29b étant alignés lors du montage des secteurs d'anneau le sur la structure de support d'anneau 2. Les pions 35 et 37 sont engagés sans jeu à froid au travers des brides 31a et 31b et des pattes 29a et 29b. Les pions 35 et 37 permettent de bloquer en rotation les secteurs d'anneau le. Les pions 35 et 37 bloquent le mouvement des secteurs d'anneau le vers l'intérieur et vers l'extérieur dans la direction radiale R. Les brides annulaires 31a et 31b présentent en outre chacune une unique portion inclinée 13a ou 13b permettant de réduire la contrainte appliquée sur les secteurs d'anneau le lors de la dilatation des brides annulaires 31a et 31b durant le fonctionnement.
On a représenté à la figure 6 une variante de réalisation dans laquelle chaque secteur d'anneau le a une section sensiblement en forme de π avec une base annulaire 5 dont la face interne revêtue d'une couche 7 de matériau abradable définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 29a et 29b s'étendent à partir de la face externe de la base annulaire 5 dans la direction radiale R.
La structure de support d'anneau 2 est, dans cet exemple de réalisation, formée de deux parties, à savoir une première partie correspondant à une bride radiale amont annulaire 31a qui est de préférence formée intégralement avec un carter de turbine et une deuxième partie correspondant à un flasque annulaire de rétention 50 monté sur le carter de turbine. La bride radiale amont annulaire 31a comporte une portion inclinée 13a telle que décrite plus haut en appui sur les pattes amont 29a des secteurs d'anneau le. Du côté aval, le flasque 50 comporte un voile annulaire 57 qui forme une bride radiale aval annulaire 54 comportant une portion inclinée 13b telle que décrite plus haut en appui sur les pattes aval 29b des secteurs d'anneau le. Le flasque 50 comprend un corps annulaire 51 s'étendant axialement et comprenant, du côté amont, le voile annulaire 57 et, du côté aval, une première série de dents 52 réparties de manière circonférentielle sur le flasque 50 et espacées les unes des autres par des premiers passages d'engagement 53 (figure 7). Le carter de turbine comporte du côté aval une deuxième série de dents 60 s'étendant radialement depuis la surface interne 38a de la virole 38 du carter de turbine. Les dents 60 sont réparties de manière circonférentielle sur la surface interne 38a de la virole 38 et espacées les unes des autres par des deuxièmes passages d'engagement 61 (figure 13). Les dents 52 et 60 coopèrent entre elles pour former un crabotage circonférentiel.
Les pattes 29a et 29b de chaque secteur d'anneau le sont montées en précontrainte entre les brides annulaires 31a et 54 de manière à ce que les brides exercent, au moins à « froid », c'est-à-dire à une température ambiante d'environ 25°C, une contrainte sur les pattes 29a et 29b. Par ailleurs, comme dans l'exemple de réalisation de la figure 5, les secteurs d'anneau le sont en outre maintenus par des pions de blocage 35 et 37.
Au moins une des brides de la structure de support d'anneau est élastiquement déformable, ce qui permet de compenser encore mieux les dilatations différentielles entre les pattes des secteurs d'anneau en CMC et les brides de la structure de support d'anneau en métal sans augmenter significativement la contrainte exercée « à froid » par les brides sur les pattes des secteurs d'anneau.
En outre, l'étanchéité entre l'amont et l'aval de l'ensemble d'anneau de turbine est assurée par un bossage annulaire 70 s'étendant radialement depuis la surface interne 38a de la virole 38 du carter de turbine et dont l'extrémité libre en en contact avec la surface du corps 51 du flasque 50.
Il va à présent être décrit deux méthodes de montage utilisables pour monter les secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
Les figures 8 à 10 qui vont être décrites illustrent le montage des secteurs d'anneau dans le cas de l'exemple de réalisation de la figure 5. Comme illustré sur la figure 8, l'écartement E entre la bride radiale amont annulaire 31a et la bride radiale aval annulaire 31b au « repos », c'est-à-dire lorsqu'aucun secteur d'anneau est monté entre les brides, est inférieur à la distance D présente entre les faces externes 29c et 29d des pattes amont et aval 29a et 29b des secteurs d'anneau. L'écartement E est mesuré entre les extrémités des portions inclinées 13a et 13b des brides annulaires 31a et 31b. La structure de support d'anneau comprend au moins une bride annulaire qui est élastiquement déformable dans la direction axiale A de l'anneau. Dans le présent exemple, la bride radiale aval annulaire 31b est élastiquement déformable. Lors du montage d'un secteur d'anneau le, la bride radiale aval annulaire 31b est tirée dans la direction axiale A comme montré sur les figures 9 et 10 afin d'augmenter l'écartement entre les brides 31a et 31b et permettre l'insertion des pattes 29a et 29b entre les brides 31a et 31b sans risque d'endommagement. Une fois les pattes 29a et 29b d'un secteur d'anneau le insérées entre les brides 31a et 31b et positionnées de manière à aligner les orifices 35a et 35b, d'une part, et 37a et 37b d'autre part, la bride 31b est relâchée afin de maintenir le secteur d'anneau. Afin de faciliter l'écartement par traction de la bride radiale aval annulaire 31b, celle-ci comporte une pluralité de crochets 25 répartis sur sa face 31c, face qui est opposée à la face 31d de la bride 31b en regard des pattes aval 29b des secteurs d'anneau le. La traction dans la direction axiale A de l'anneau exercée sur la bride 31b élastiquement déformable est ici réalisée au moyen d'un outil 250 comprenant au moins un bras 251 dont l'extrémité comporte un crochet 252 qui est engagé dans le crochet 25 présent sur la face externe 31c de la bride 31b.
Le nombre de crochets 25 répartis sur la face 31c de la bride
31b est défini en fonction du nombre de points de traction que l'on souhaite avoir sur la bride 31b. Ce nombre dépend principalement du caractère élastique de la bride. D'autres formes et dispositions de moyens permettant d'exercer une traction dans la direction axiale A sur une des brides de la structure de support d'anneau peuvent bien entendu être envisagées.
Une fois le secteur d'anneau le inséré et positionné entre les brides 31a et 31b, des pions 35 sont engagés dans les orifices alignés 35b et 35a ménagés respectivement dans la bride radiale amont annulaire 31a et dans la patte amont 29a, et des pions 37 sont engagés dans les orifices alignés 37b et 37a ménagés respectivement dans la bride radiale aval annulaire 31b et dans la patte aval 29b. Chaque patte 29a ou 29b de secteur d'anneau peut comporter un ou plusieurs orifices pour le passage d'un pion de blocage.
Une méthode analogue peut être utilisée pour réaliser le montage des secteurs d'anneau dans le cadre des exemples illustrés aux figures 1, 3 et 4 à l'exception qu'aucun pion de blocage n'est dans ce cas utilisé.
On va à présent décrire le montage des secteurs d'anneau le dans le cas de l'exemple de réalisation de la figure 6. Comme illustré sur la figure 11, les secteurs d'anneau le sont d'abord fixés par leur patte amont 29a à la bride radiale amont annulaire 31a de la structure de support d'anneau 2 par des pions 35 qui sont engagés dans les orifices alignés 35b et 35a ménagés respectivement dans la bride radiale amont annulaire 31a et dans la patte amont 29a.
Une fois tous les secteurs d'anneau le ainsi fixés à la bride radiale amont annulaire 31a, on procède à l'assemblage par crabotage du flasque annulaire de rétention 50 entre le carter de turbine et les pattes aval des secteurs d'anneau 29b. Conformément au mode de réalisation décrit ici, l'écartement E' entre la bride radiale aval annulaire 54 formée par le voile annulaire 57 du flasque 50 et la surface externe 52a des dents 52 dudit flasque est supérieur à la distance D' présente entre la face externe 29d des pattes aval 29b des secteurs d'anneau et la face interne 60a des dents 60 présentes sur le carter de turbine. En définissant un écartement E' entre la bride radiale aval annulaire et la surface externe des dents du flasque supérieur à la distance D' entre la face externe des pattes aval des secteurs d'anneau et la face interne des dents présentes sur le carter de turbine, il est possible de monter les secteurs d'anneau en précontrainte entre les brides de la structure de support d'anneau.
La structure de support d'anneau comprend au moins une bride annulaire qui est élastiquement déformable dans la direction axiale A de l'anneau. Dans l'exemple décrit ici, c'est la bride radiale aval annulaire 54 présente sur le flasque 50 qui est élastiquement déformable. En effet, le voile annulaire 57 formant la bride radiale aval annulaire 54 de la structure de support d'anneau 2 présente une épaisseur réduite par rapport à la bride radiale amont annulaire 31a, ce qui lui confère une certaine élasticité.
Comme illustré sur les figures 14 et 15, le flasque 50 est monté sur le carter de turbine en plaçant les dents 52 présentes sur le flasque 50 en vis-à-vis des passages d'engagement 61 ménagés sur le carter de turbine, les dents 60 présentes sur ledit carter de turbine étant également placées en vis-à-vis des passages d'engagement 53 ménagés entre les dents 52 sur le flasque 50. L'écartement E' étant supérieur à la distance D', il est nécessaire d'appliquer un effort axial sur le flasque 50 dans la direction indiquée sur la figure 14 afin d'engager les dents 52 au-delà des dents 60 et permettre une rotation R' du flasque suivant un angle correspondant sensiblement à la largeur des dents 60 et 52. Après cette rotation, le flasque 50 est relâché, ce dernier étant alors maintenu en contrainte axiale entre les pattes aval 29b des secteurs d'anneau et la surface interne 60a des dents 60 du carter de turbine.
Une fois le flasque ainsi mis en place, des pions 37 sont engagés dans les orifices alignés 56 et 37a ménagés respectivement dans la bride radiale aval annulaire 54 et dans la patte aval 29b. Chaque patte 29a ou 29b de secteur d'anneau peut comporter un ou plusieurs orifices pour le passage d'un pion de blocage. 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 ; la) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau (2), chaque secteur d'anneau (1 ; la) 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'étend une partie d'accrochage (9 ; 9a ; 9b) du secteur d'anneau à la structure de support d'anneau, la structure de support d'anneau (2) comprenant deux brides annulaires (lia ; 11b) entre lesquelles la partie d'accrochage de chaque secteur d'anneau est maintenue, chacune des brides annulaires (lia ; 11b) de la structure de support d'anneau (2) présentant une première (12a ; 12b) et une deuxième (13a ; 13b) portions inclinées en appui sur les parties d'accrochage (9 ; 9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1 ; la), lesdites première (12a ; 12b) et deuxième (13a ; 13b) portions inclinées formant chacune, lorsqu'observées en coupe méridienne, un angle non nul par rapport à la direction radiale (R) et à la direction axiale (A).
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la première portion inclinée (12a ; 12b) est en appui sur la moitié supérieure (Mi) des parties d'accrochage (9 ; 9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1 ; la) et dans lequel la deuxième portion inclinée (13a ; 13b) est en appui sur la moitié inférieure (M2) des parties d'accrochage (9 ; 9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1 ; la).
3. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel les brides annulaires (lia ; 11b) de la structure de support d'anneau (2) enserrent les parties d'accrochage (9) des secteurs d'anneau (1) sur au moins la moitié de la longueur i desdites parties d'accrochage (9).
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel les brides annulaires (21a ; 21b) de la structure de support d'anneau (2) enserrent les parties d'accrochage (19a ; 19b) des secteurs d'anneau (lb) au moins au niveau des extrémités radiales externes (20a ; 20b) desdites parties d'accrochage (19a ; 19b).
5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la partie d'accrochage de chaque secteur d'anneau est sous la forme de pattes (9a ; 9b ; 19a ; 19b ; 29a ; 29b) s'étendant radialement.
6. Ensemble selon la revendication 5, dans lequel les extrémités radiales externes (10a ; 10b ; 20a ; 20b) des pattes des secteurs d'anneau ne sont pas en contact et dans lequel les pattes des secteurs d'anneau définissent entre elles un volume intérieur (V) de ventilation pour chacun des secteurs d'anneau.
7. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la portion d'accrochage de chacun des secteurs d'anneau est sous la forme d'un bulbe (9).
8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de Ω ou sensiblement en forme de ττ.
9. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
EP16726369.8A 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle Active EP3298246B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP23198187.9A EP4273370A3 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1554626A FR3036435B1 (fr) 2015-05-22 2015-05-22 Ensemble d'anneau de turbine
PCT/FR2016/051168 WO2016189223A1 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine.

Related Child Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP23198187.9A Division EP4273370A3 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle
EP23198187.9A Division-Into EP4273370A3 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3298246A1 true EP3298246A1 (fr) 2018-03-28
EP3298246B1 EP3298246B1 (fr) 2023-11-22

Family

ID=53879645

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP16726369.8A Active EP3298246B1 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle
EP23198187.9A Pending EP4273370A3 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP23198187.9A Pending EP4273370A3 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle

Country Status (8)

Country Link
US (2) US10724401B2 (fr)
EP (2) EP3298246B1 (fr)
CN (2) CN111188655B (fr)
BR (1) BR112017024871B1 (fr)
CA (2) CA3228720A1 (fr)
FR (1) FR3036435B1 (fr)
RU (1) RU2741192C2 (fr)
WO (1) WO2016189223A1 (fr)

Families Citing this family (24)

* 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
US10100649B2 (en) * 2015-03-31 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Compliant rail hanger
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
FR3055147B1 (fr) 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3056632B1 (fr) 2016-09-27 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
US10697314B2 (en) 2016-10-14 2020-06-30 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with I-beam construction
FR3058756B1 (fr) 2016-11-15 2020-10-16 Safran Aircraft Engines Turbine pour turbomachine
FR3068071B1 (fr) * 2017-06-26 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine
US10557365B2 (en) 2017-10-05 2020-02-11 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having reaction load distribution features
US11035243B2 (en) * 2018-06-01 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engines
US10934877B2 (en) * 2018-10-31 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation CMC laminate pocket BOAS with axial attachment scheme
US11008894B2 (en) 2018-10-31 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation BOAS spring clip
FR3090732B1 (fr) * 2018-12-19 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés.
FR3093344B1 (fr) * 2019-03-01 2021-06-04 Safran Ceram Ensemble pour une turbine de turbomachine
US11761343B2 (en) * 2019-03-13 2023-09-19 Rtx Corporation BOAS carrier with dovetail attachments
US11015485B2 (en) 2019-04-17 2021-05-25 Rolls-Royce Corporation Seal ring for turbine shroud in gas turbine engine with arch-style support
US11021987B2 (en) * 2019-05-15 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation CMC BOAS arrangement
US11149563B2 (en) 2019-10-04 2021-10-19 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features
US11174795B2 (en) * 2019-11-26 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly with secondary retention feature
US11230937B2 (en) * 2020-05-18 2022-01-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with dovetail retention system
CN113882910B (zh) * 2020-07-03 2024-07-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法
FR3127981A1 (fr) * 2021-10-08 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Virole annulaire de turbine
US11885225B1 (en) * 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3501246A (en) * 1967-12-29 1970-03-17 Westinghouse Electric Corp Axial fluid-flow machine
FR2637650B1 (fr) * 1988-10-06 1990-11-16 Alsthom Gec Dispositifs reduisant les fleches et les contraintes dans les diaphragmes de turbines
US5961278A (en) * 1997-12-17 1999-10-05 Pratt & Whitney Canada Inc. Housing for turbine assembly
US6733235B2 (en) * 2002-03-28 2004-05-11 General Electric Company Shroud segment and assembly for a turbine engine
US6942203B2 (en) * 2003-11-04 2005-09-13 General Electric Company Spring mass damper system for turbine shrouds
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7771159B2 (en) * 2006-10-16 2010-08-10 General Electric Company High temperature seals and high temperature sealing systems
FR2942844B1 (fr) * 2009-03-09 2014-06-27 Snecma Ensemble d'anneau de turbine avec arret axial
CN102272419A (zh) * 2009-03-09 2011-12-07 斯奈克玛 涡轮环组件
US8740552B2 (en) * 2010-05-28 2014-06-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus
JP5962887B2 (ja) 2012-02-02 2016-08-03 株式会社Ihi 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン
US9759082B2 (en) * 2013-03-12 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track assembly
EP2801702B1 (fr) * 2013-05-10 2020-05-06 Safran Aero Boosters SA Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable

Also Published As

Publication number Publication date
CN111188655B (zh) 2022-06-24
US20180156068A1 (en) 2018-06-07
FR3036435B1 (fr) 2020-01-24
RU2017145079A (ru) 2019-06-24
RU2017145079A3 (fr) 2019-10-23
CA3228720A1 (fr) 2016-12-01
US20200291820A1 (en) 2020-09-17
US11118477B2 (en) 2021-09-14
BR112017024871B1 (pt) 2023-03-07
CA2986661C (fr) 2024-06-18
CN111188655A (zh) 2020-05-22
US10724401B2 (en) 2020-07-28
EP4273370A3 (fr) 2024-02-14
EP4273370A2 (fr) 2023-11-08
CN108138579A (zh) 2018-06-08
EP3298246B1 (fr) 2023-11-22
WO2016189223A1 (fr) 2016-12-01
CA2986661A1 (fr) 2016-12-01
RU2741192C2 (ru) 2021-01-22
BR112017024871A2 (pt) 2018-08-07
FR3036435A1 (fr) 2016-11-25
CN108138579B (zh) 2020-03-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3298246B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle
EP3298244B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
EP3390783B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine et turbine associée
EP3390782B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid.
CA2986663C (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
EP3271556B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique
EP3433471B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien spécifique à froid
EP2406466B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3298245B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage
EP3274565B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec dispositif de maintien spécifique de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
FR2942844A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec arret axial
FR3041994A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR2942845A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20171114

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: QUENNEHEN, LUCIEN

Inventor name: EVAIN, GAEL

Inventor name: ROUSSILLE, CLEMENT

Inventor name: LYPRENDI, ADELE

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20210611

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20230609

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602016084259

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20231122

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240223

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240322

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1634042

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20231122

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240322

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240223

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240222

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240322

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20240222

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231122