EP3596315A1 - Ensemble d'anneau de turbine - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine

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EP3596315A1
EP3596315A1 EP18714568.5A EP18714568A EP3596315A1 EP 3596315 A1 EP3596315 A1 EP 3596315A1 EP 18714568 A EP18714568 A EP 18714568A EP 3596315 A1 EP3596315 A1 EP 3596315A1
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EP
European Patent Office
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ring
radial
turbine
annular
sector
Prior art date
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Granted
Application number
EP18714568.5A
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German (de)
English (en)
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EP3596315B1 (fr
Inventor
Nicolas Paul Tableau
Sébastien Serge Francis Congratel
ClémentJean Pierre DUFFAU
Fabrice Marcel Noël GARIN
Lucien Henri Jacques 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
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Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3596315A1 publication Critical patent/EP3596315A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3596315B1 publication Critical patent/EP3596315B1/fr
Active legal-status Critical Current
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    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
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    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • 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.
  • the field of application of the invention is in particular that of aeronautical gas turbine engines.
  • the invention is however applicable to other turbomachines, for example industrial turbines.
  • 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 existing solutions proposed can implement an assembly of a CMC ring sector with metal hooking portions of a ring support structure, these hooking portions being subjected to the hot flow. As a result, these metal hooking parts undergo hot expansion, which can lead to mechanical stressing of the ring sectors in CMC and embrittlement thereof.
  • the invention aims to provide a turbine ring assembly for maintaining each ring sector in a deterministic manner, that is to say so as to control its position and prevent it from vibrating. on the one hand, while allowing the ring sector, and by extension the ring, to deform under the effects of temperature rise and pressure variations, and in particular independently of the metal parts interfaced, and on the other hand, while improving the seal between the off-vein sector and the vein sector and simplifying the manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly.
  • An object of the invention provides a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors forming a turbine ring and a ring support structure, each ring sector having, according to a sectional plane defined by an axial direction and a radial direction of the turbine ring, an annular base portion with, in the radial direction of the turbine ring, an inner face defining the inner face of the turbine ring and an outer face to from which protrude a first and a second attachment lugs, the ring support structure having a central ferrule from which project a first and a second radial flange between which are maintained the first and second latches of each ring sector.
  • the turbine ring assembly comprises an annular flange in one piece removably attached to the central ferrule, the annular flange having a first free end, a second end coupled to the central ferrule, a first portion extending from the first end, a second portion extending between the first portion and the first portion; second end, the first portion of the flange having a first and a second separate legs, the first tab being in abutment against the first latching lug and the second tab being spaced from the first tab in the axial direction, the second tab being in upstream of the first leg relative to the direction of an air flow to pass through the turbine ring assembly, and the second portion of the annular flange comprising a bearing ferrule extending projecting downstream in the axial direction, the supporting ferrule having radial support in contact with the central ferrule of the ring support structure.
  • the ring sectors may be made of ceramic matrix composite material (CMC).
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the presence on the first portion of the annular flange of a second tab disposed upstream and separated from a first tab in contact with an attachment tab upstream of the ring provides the turbine ring assembly an upstream leg of the annular flange dedicated to the recovery of the force of the high pressure distributor (DHP).
  • the second tab upstream of the first tab of the turbine ring and free from any contact with the ring is configured to pass the maximum axial force induced by the DHP directly into the ring support structure without passing by the ring which, when it is in CMC, has a low mechanical permissible.
  • the downstream support ferrule provides a higher resistance to DHP-induced tilting.
  • the bearing shell takes up the significant tangential stresses caused by the DHP force on the upstream leg and thus limits the tilting of the annular flange.
  • the radial support of the support ring makes it possible to limit the tilting of the annular flange when the DHP force passes through the flange.
  • annular flange makes it possible to have axial access to the cavity of the turbine ring. This makes it possible to assemble the ring sectors together outside the ring support structure and then to axially slide the assembly thus assembled into the cavity of the ring support structure until it comes into contact. bearing against the second radial flange, before fixing the annular flange on the central shell of the ring support structure.
  • annular flange in one piece, that is to say describing the entirety of a ring 360 °, allows, compared to a segmented annular flange, to limit the passage of the air flow between the off-vein sector and the vein sector, since all inter-sector leaks are eliminated, and thus to control the tightness.
  • the solution defined above for the ring assembly thus makes it possible to maintain each ring sector in a deterministic manner, that is to say to control its position and to prevent it from starting to vibrate. by improving the seal between the off-vein sector and the vein sector, by simplifying the manipulations and reducing their number for the assembly of the ring assembly, and by allowing the ring to deform under the effect of temperature and pressure especially independently metal parts interface.
  • the first annular radial flange forms a first projecting rib in the radial direction of the turbine ring towards the inside of the ring
  • the second end of the annular flange comprises an axial abutment extending in the radial direction of the turbine ring towards the outside of the ring, the axial abutment being disposed upstream of said first annular radial flange and bearing in the axial direction of the turbine ring against said first annular radial flange.
  • the axial abutment makes it possible to press the annular flange on the first annular radial flange and thus to position the first flange of the annular flange axially with respect to the upstream radial fastening tab of the ring.
  • the central ferrule of the ring support structure may further comprise a second rib projecting in the radial direction of the turbine ring towards the interior of the turbine ring assembly.
  • ring and having a bearing surface on which the radial support of the bearing ferrule is supported, the second rib being disposed between the first and second radial flanges of the ring support structure.
  • the second rib is a radial fulcrum that allows the ring support structure to retain the flip-flop of the second leg of the annular flange when the DHP force is applied.
  • the large distance between the axial abutment and the radial support of the support ring makes it possible to increase the arm lever and thus to induce a smaller radial force on the casing at the contact of the radial support with the second rib of the ring support structure.
  • the annular flange is fixed by means of two radial frettings, a first hooping between the radial support and the second rib, and a second hooping between the surface of the axial stop extending in a plane comprising the axial direction and the central ferrule.
  • the ring sector may have a Greek letter section pi ( ⁇ ) inverted according to the section plane defined by the axial direction and the radial direction, and the whole may comprise, for each ring sector, at least three pins for radially holding the ring sector in position, the first and second attachment tabs of each ring sector each comprising a first end integral with the outer face of the ring sector; the annular base, a second free end, at least three receiving lugs of said at least three pegs, at least two lugs projecting from the second end of one of the first or second latching lugs in the radial direction of the turbine ring and at least one lug; projecting from the second end of the other hooking lug in the radial direction of the turbine ring, each receiving lug having a receiving orifice of one of the pins.
  • the ring sector may have a section having an elongated K-shape according to the section plane defined by the axial direction and the radial direction, the first and a second legs with a shape of S.
  • the ring sector may have, on at least one radial range of the ring sector, a section at 0 according to the sectional plane defined by the axial direction and the radial direction, the first and the second attachment lugs each having a first end secured to the outer face and a second free end, and each ring sector comprising a third and a fourth attachment lugs each extending in the axial direction of the turbine ring, between a second end of the first latching lug and a second end of the second latching lug, each ring sector being fixed to the ring support structure by a fixing screw comprising a screw head bearing against the ring support structure and a thread cooperating with a thread formed in a fixing plate, the fixing plate cooperating with the three the fourth and fourth fastening tabs.
  • Another object of the invention provides a turbomachine comprising a turbine ring assembly as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of a first embodiment of a turbine ring assembly according to the invention
  • FIG. 2 is a diagrammatic exploded perspective view of the turbine ring assembly of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a schematic sectional view of the turbine ring assembly of FIG. 1;
  • FIG. 4 is a diagrammatic sectional view of a second embodiment of the turbine ring assembly
  • FIG. 5 is a diagrammatic sectional view of a third embodiment of the turbine ring assembly
  • FIG. 6 is a schematic sectional view of a fourth embodiment of the turbine ring assembly. Detailed description of embodiments
  • FIG. 1 shows a high pressure turbine ring assembly comprising a turbine ring 1 made of ceramic matrix composite material (CMC) and a metal ring support structure 3.
  • the turbine ring 1 surrounds a set of blades rotary (not shown).
  • the turbine ring 1 is formed of a plurality of ring sectors 10, FIG. 1 being a view in radial section.
  • the arrow D A indicates the axial direction of the turbine ring 1 while the arrow D R indicates the radial direction of the turbine ring 1.
  • Figure 1 is a partial view of the turbine ring 1.
  • turbine ring 1 which is actually a complete ring.
  • each ring sector 10 has, in a plane defined by the axial directions D A and radial D R , a substantially shaped section of the Greek letter inverted ⁇ .
  • the section comprises in fact an annular base 12 and upstream and downstream radial attachment tabs, respectively 14 and 16.
  • upstream and downstream are used here with reference to the flow direction of the gas flow in the turbine represented by the arrow F in FIG. 1.
  • the tabs of the ring sector 10 may have another shape, the section of the ring sector having a shape other than ⁇ , such as a K-shape or 0.
  • the annular base 12 comprises, in the radial direction D R of the ring 1, an inner face 12a and an outer face 12b opposite to each other.
  • the inner face 12a of the annular base 12 is coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and defines a stream of flow of gas in the turbine.
  • the terms "internal” and “external” are used herein with reference to the radial direction D R in the turbine.
  • the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16 project in the direction DR from the outer face 12b of the annular base 12 away from the upstream and downstream ends 121 and 122 of the annular base 12.
  • the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16 extend over the entire width of the ring sector 10, that is to say over the entire arc described by the ring sector 10, or over the entire circumferential length of the ring sector 10.
  • the ring support structure 3 which is integral with a turbine casing comprises a central ring 31, extending in the axial direction D A , and having an axis of revolution. coincide with the axis of revolution of the turbine ring 1 when they are fixed together, and a first annular radial flange 32 and a second annular radial flange 36, the first annular radial flange 32 being positioned upstream of the second radial annular flange 36 which is therefore downstream of the first annular radial flange 32.
  • the second annular radial flange 36 extends in the circumferential direction of the ring 1 and, in the radial direction D R , from the central shell 31 towards the center of the ring 1. It comprises a first end 361 free and a second end 362 integral with the central ferrule 31.
  • the second annular radial flange 36 comprises a first portion 363, a second portion 364, and a third portion 365 between the first portion 363 and the second portion 364.
  • the first portion 363 is s extends between the first end 361 and the third portion 365, and the second portion 364 extends between the third portion 365 and the second end 362.
  • the first portion 363 of the second radial annular flange 36 is in contact with the downstream radial gripping flange 16.
  • the second portion 364 is thinned relative to the first portion 363 and the third portion 365 so as to give some flexibility to the second annular radial flange 36 and so do not over-stress the turbine ring 1
  • the first annular radial flange 32 forms a first annular radial rib extending in the circumferential direction of the ring 1 as well as in the radial direction D R of the ring from the central ferrule 31 towards the center of the ring 1.
  • the turbine ring assembly 1 comprises a single removable annular flange 35 made in one piece and removably attached to the ring support structure 3.
  • the removable flange 35 comprises a first free end 351 and a second end 352 radially shrunk to the central shell 31 of the annular support structure 3.
  • the removable flange 35 further comprises a first portion 353 extending from the first end 351 and a second portion 354 s extending between the first portion 353 and the second end 352.
  • the first portion 353 comprises a first tab 33 and a second tab 34 distinct from the first tab 33 and remote from the latter in the axial direction D A , the second tab 34 being upstream of the first tab 33 with respect to the flow direction. of air F intended to pass through the turbine ring assembly 1.
  • the first lug 33 of the removable flange 35 is in abutment against the upstream radial attachment tab 14 of each ring sectors 10 composing the turbine ring 1.
  • the radial retention of the ring 1 is ensured by the first tab 33 of the annular flange 35 which is pressed against the upstream radial fastening flap 14 and by the first portion 363 of the second annular radial flange 36 which is pressed against the flange.
  • the first lug 33 of the annular flange 35 seals between the vein cavity and the off-vein cavity of the ring.
  • the second leg 34 of the removable annular flange 35 is dedicated to the recovery of the force of the high pressure distributor (DHP) on the removable annular flange 35, on the one hand, by deforming, and, on the other hand, by transit this effort towards the line crankcase which is more robust mechanically, that is to say towards the line of the ring support structure 3 as illustrated by the effort E arrows shown in Figure 3.
  • DHP high pressure distributor
  • the first tab 33 and the second tab 34 of the removable annular flange 35 meet at the second portion 354 of the removable annular flange 35.
  • the annular flange 35 comprises an axial abutment 355 extending in the radial direction D R from the second end 352 of the annular flange 35.
  • the axial abutment 355 extends from the second end 352 towards the central shell 31 of the ring support structure 3.
  • the axial stop 355 is fixed by hooping on the central shell 31.
  • the axial abutment 355 is disposed upstream of the first radial rib formed by the first annular radial flange 32, the latter being thus downstream of the axial abutment 355.
  • the axial abutment 355 has an upstream face 355a receiving the gas flow F and a downstream face 355b opposite the upstream face 355a and facing the first radial rib 312.
  • the first radial rib 32 that is to say the first annular radial flange, has an upstream face 32a facing the axial abutment 355 of the annular flange 35 and a downstream face 32b opposite the upstream face 32a and facing the second annular radial flange 36.
  • Axial stop 355 has two uses. It makes it possible, on the one hand, to place the annular flange 35 in axial position, which makes it possible to precisely adjust the axial position of the first lug 33 with respect to the upstream radial clawing lug 14 of the ring, to ensure contact axial controlled between the two parts.
  • the axial abutment 355 makes it possible, on the other hand, to limit the tilting of the second tab 34 and to transmit the DHP effort axially on the central shell 31 of the ring support structure 3.
  • the second end 352 of the annular flange 35 comprises a support ring 356 projecting downstream in the axial direction D A.
  • the annular flange 35 has an upstream face 35a receiving the gas flow F and a downstream face 35b opposite the upstream face 35a and facing the first annular radial flange 32 and the upstream radial clawing tab 14.
  • the second portion 354 of the annular flange 35 comprises a support ring 356 extending in the axial direction D A from the downstream face 35b of the annular flange 35.
  • the support ring 356 has an inner face 356a and an outer face 356b opposite to the inner face 356a, a first free end 3561, and a second end 3562 integral with the downstream face 35b of the annular flange 35, the first end 3561 being downstream of the second end 3562 when the turbine ring assembly is mounted.
  • the support ring 356 comprises, at its first end 3561, a radial support 358 projecting from the outer face 356b of the support ring 356.
  • the central ferrule 31 of the ring support structure 3 further comprises a second radial rib 314 disposed between the first annular radial flange 32 and the second annular radial flange 36 and projecting in the radial direction D R from the central shell 31.
  • the second radial rib 314 extends towards the ring 1, that is to say in the direction of the radial support 358 of the bearing flange 356.
  • the second radial rib 314 has at its free end an inner radial face 314a facing the radial support 358.
  • the radial support 358 has, on its free end, an outer radial face 358b opposite the second radial rib 314 of the central shell 31 of the ring support structure 3.
  • the support ring 356 provides a higher resistance to DHP stress-induced tilting.
  • the support ring 356 takes up the important tangential stresses caused by the DHP force and thus limits the tilting of the annular flange 36.
  • Figure 4 is shown a sectional view of a second embodiment of the turbine ring assembly.
  • the second embodiment illustrated in FIG. 4 differs from the first embodiment illustrated in FIGS. 1 to 3 in that the ring sector 10 has, in the plane defined by the axial directions D A and radial D R , a K-shaped section instead of an inverted ⁇ -shaped section.
  • FIGS. 5 and 6 are respectively a diagrammatic sectional view of a third embodiment of the turbine ring assembly and a schematic sectional view of a fourth embodiment of the ring assembly. of turbine.
  • the third and fourth embodiments illustrated in FIGS. 5 and 6 differ from the first embodiment illustrated in FIGS. 1 to 3 in that the ring sector 10 has in the plane defined by the axial directions D A and radial D R , on a portion of the ring sector 10, a 0-shaped section instead of an inverted ⁇ -shaped section, the ring section 10 being fixed to the ring support structure 3 to the using a screw 19 and a fastener 20, the screws 38 being removed.
  • the second annular radial flange 36 of the ring support structure 3 is separated from the first leg 33 of the annular flange. 35 a distance corresponding to the spacing of the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16 so as to maintain the latter between the first tab 33 of the annular flange 35 and the second annular radial flange 36.
  • the ring assembly comprises two first pins 119 cooperating with the hooking tab upstream 14 and the first tab 33 of the annular flange 35, and two second pins 120 cooperating with the downstream fastening tab 16 and the second annular radial flange 36.
  • the second portion 354 of the annular flange 35 comprises two orifices 3540 for receiving the first two pins 119
  • the third portion 365 of the annular radial flange 36 comprises two orifices. 3650 configured to receive the second two pins 120.
  • each of the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16 comprises a first end, 141 and 161, integral with the outer face 12b of the annular base 12 and a second end, 142 and 162, free.
  • the second end 142 of the upstream radial fastening tab 14 comprises two first lugs 17 each having an orifice 170 configured to receive a first pin 119.
  • the second end 162 of the downstream radial fastening tab 16 comprises two second ears 18 each having an orifice 180 configured to receive a second pin 120.
  • the first and second ears 17 and 18 project in the radial direction D R of the turbine ring 1 respectively of the second end 142 of the radial attachment tab 14 upstream and the second end 162 of the downstream radial attachment tab 16.
  • the orifices 170 and 180 may be circular or oblong. Preferably, all the orifices 170 and 180 comprise a portion of circular orifices and a portion of oblong orifices.
  • the circular orifices make it possible to tangentially index the rings and to prevent them from moving tangentially (especially in case of touch by the blade).
  • the oblong holes accommodate differential expansions between the CMC and the metal. CMC has a coefficient of expansion much lower than that of metal. Hot, the lengths in the tangential direction of the ring sector and the housing portion vis-à-vis vis-à-vis will be different.
  • a first drilling pattern for a case with three ears, would comprise a radial circular orifice on a radial attachment flange and two tangential oblong holes on the other radial attachment flange and a second drilling pattern, for a case with at least four lugs, would comprise a circular orifice and an oblong orifice by radial fastening flange vis-à-vis each time.
  • Other related cases may be considered as well.
  • the first two lugs 17 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 1.
  • the two seconds ears 18 are positioned at two different angular positions with respect to the axis of revolution of the turbine ring 1.
  • each ring sector 10 has, in a plane defined by the axial directions D A and radial D R / a substantially K-shaped section comprising an annular base 12 with , in the radial direction DR of the ring, an inner face 12a coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and which defines the flow of gaseous flow stream in the turbine.
  • S-shaped upstream and downstream hooking tabs 140, 160 that are substantially S-shaped extend, in the radial direction DR, from the outer face 12b of the annular base 12 over the entire width thereof and above the upstream and downstream circumferential end portions 121 and 122 of the annular base 12.
  • the radial latching tabs 140 and 160 have a first end, respectively referenced 1410 and 1610, integral with the annular base 12 and a second free end, referenced respectively 1420 and 1620.
  • the free ends 1420 and 1620 of the radial fastening tabs upstream and downstream 140 and 160 extend either parallel to the plane in which the annular base 12 extends, that is to say in a circular plane, or rectilinearly while the latching lugs 140 and 160 s 'extend annularly.
  • the surface supports then become linear supports, which provides a greater sealing than in the case of punctual supports.
  • the second end 1620 of the downstream radial gripping tab 160 is held between a portion 3610 of the second annular radial flange 36 projecting in the axial direction D A from the first end 361 of the second annular radial flange 36 in the opposite direction to the flow direction F and the free end of the screw 38 associated, that is to say the screw opposite to the screw head.
  • the second end 1410 of the upstream radial gripping tab 140 is held between a portion 3310 of the first tab 33 of the annular flange 35 projecting in the axial direction D A from the first end 331 of the first tab 33 in the direction flow F and the free end of the screw 38 associated.
  • the ring sector 10 comprises an axial hooking tab 17 'extending between the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16.
  • the axial hooking tab 17 ' extends more precisely, in the axial direction D A / between the second end 142 of the upstream radial fastening tab 14 and the second end 162 of the downstream radial fastening tab 16.
  • the axial hooking tab 17 ' comprises an upstream end 171' and a downstream end 172 'separated by a central portion 170'.
  • the upstream and downstream ends 17 and 172 'of the axial latching lug 17' protrude, in the radial direction DR, from the second end 142, 162 of the radial latching lug 14, 16 to which they are coupled, so as to have a central portion 170 'of axial attachment tab 17' raised relative to the second ends 142 and 162 of the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16.
  • the turbine ring assembly comprises a screw 19 and a fastener 20.
  • the fastener 20 is fixed on the axial fastening tab 17 '.
  • the fastener 20 further comprises an orifice 21 having a tapping cooperating with a thread of the screw 19 to attach the fastener 20 to the screw 19.
  • the screw 19 comprises a screw head 190 whose diameter is greater the diameter of an orifice 39 made in the central shell 31 of the support structure of the ring 3 through which the screw 19 is inserted before being screwed to the fastener 20.
  • the support ring 356 further comprises an orifice 3560 traversed by the screw 19 and a part of the fastener 20.
  • the orifice 3560 has a diameter greater than that of the fastener 20.
  • the radial joining of the ring sector 10 with the ring support structure 3 is carried out using the screw 19, the head 190 of which bears against the central ring 31 of the support structure of the ring. 3, and the fastener 20 screwed to the screw 19 and attached to the axial fastening tab 17 'of the ring sector 10, the screw head 190 and the fastener 20 exerting forces in opposite directions to hold together the ring 1 and the ring support structure 3 .
  • Figure 6 is a schematic sectional view of a fourth embodiment of the turbine ring assembly.
  • the fourth embodiment illustrated in FIG. 6 is a variant of the third embodiment illustrated in FIG. 5.
  • the central ferrule 31 of each ring sector 10 does not comprise an orifice 39.
  • the ring sector 10 is fixed directly to the support ring 356 with the aid of the screw 19 and the attachment piece 20.
  • the support ring 356 comprises a through hole 3560 by the screw 19.
  • the orifice 3560 has a diameter smaller than that of the screw head 190.
  • the radial securing of the ring sector 10 with the ring support structure 3 is carried out using the screw 19, the head 190 of which bears against the support ring 356 of the annular flange 35, and the fastener 20 screwed to the screw 19 and fixed to the axial fastening tab 17 'of the ring sector 10, the screw head 190 and the fastener 20 exerting forces in opposite directions to hold together the ring 1 and the ring support structure 3.
  • each ring sector 10 further comprises rectilinear support surfaces 110 mounted on the faces of the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16. in contact respectively with the first leg 33 of the annular flange 35 and the second annular radial flange 36, that is to say on the upstream face 14a of the upstream radial claw 14 and on the downstream face 16b of the leg
  • the rectilinear supports could be mounted on the first tab 33 of the annular flange 35 and on the second downstream annular radial flange 36.
  • the rectilinear supports 110 allow to have controlled sealing zones. Indeed, the bearing surfaces 110 between the upstream radial fastening tab 14 and the first tab 33 of the annular flange 35, on the one hand, and between the downstream radial fastening tab 16 and the second annular radial flange 36 are included in the same rectilinear plane.
  • Each ring sector 10 described above is made of ceramic matrix composite material (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 .
  • CMC ceramic matrix composite material
  • ceramic fiber yarns for example SiC fiber yarns, such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Hi-NicalonS", or carbon fiber yarns. .
  • the fibrous preform is advantageously made by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the provision of debonding zones enabling the parts of preforms corresponding to the hooking tabs 14 and 16 of the sectors 10 to be spaced apart.
  • the weave can be interlock type, as illustrated.
  • 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 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 textile preform can be a little hardened by CVI so that it is rigid enough to be manipulated, before raising liquid silicon by capillarity in the textile for densification ("Melt Infiltration").
  • the ring support structure 3 is made of a metallic material such as a Waspaloy® alloy or inconel 718® or C263®.
  • the ring sectors 10 are assembled together on an annular tool of the "spider" type comprising, for example, suckers configured to each maintain a ring sector 10.
  • the ring 1 is then mounted on the ring support structure 3 by inserting each second pin 120 into each of the orifices 180 of the second lugs 18 of the downstream radial fastening flanges 16 of each ring sector 10 forming the ring. 1.
  • All the first pins 119 are then placed in the orifices 170 provided in the first lugs 17 of the radial attachment tab 14 of the ring 1.
  • annular flange 35 is fastened to the ring support structure 3 and to the ring 1.
  • the annular flange 35 is mounted cold on the ring support structure 3 in contact with the stop 32. the temperature rise of the annular flange 35, the hooping takes place at the two radial contacts.
  • the annular flange 35 is fixed to the ring by inserting each first pin 119 into each of the orifices 170 of the first lugs 17 of the upstream radial fastening tabs 14 of each ring sector 10 component ring 1.
  • the ring 1 is thus held in position axially with the aid of the first tab 33 of the annular flange 35 and the second annular radial flange 36 respectively bearing upstream and downstream on the rectilinear support surfaces 110 of the radial tabs. respectively during the installation of the upstream end 14 and downstream 16.
  • an axial prestressing may be applied to the first lug 33 of the annular flange 35 and to the upstream radial clawing lug 14 for to overcome the differential expansion effect between the CMC material of the ring 1 and the metal of the ring support structure 3.
  • the first tab 33 of the annular flange 35 is held in axial stress by mechanical elements placed upstream as this is illustrated in dashed lines in FIG.
  • the ring 1 is held in position radially with the aid of the first and second pins 119 and 120 cooperating with the first and second lugs 17 and 18 and the orifices 3540 and 3650 of the annular flange 35 and the annular radial flange 36.
  • the invention thus provides a turbine ring assembly for maintaining each ring sector in a deterministic manner while allowing, on the one hand, the ring sector, and by extension to the ring, to deform under the effects of temperature rises and pressure variations, and in particular independently of the metal parts interface, and, on the other hand, while improving the seal between the non-vein sector and the vein sector and simplifying manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly.
  • the invention provides a turbine ring assembly comprising an upstream annular flange dedicated to the recovery of the DHP force and thus to induce low levels of forces in the CMC ring, a contact abutment between the annular flange dedicated to the recovery of DHP effort and the annular flange used to maintain the ring, the stop to ensure the non-contact of the lower parts of the two flanges when tilting the upstream flange.
  • the turbine ring assembly according to the invention also makes it possible to control the rigidity at the upstream and downstream axial contacts between the CMC ring and the metal casing. As a result, the seal is ensured in all circumstances, without inducing excessive axial forces on the ring.

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Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprenant des secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau (1), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR), une face interne (12a) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16), ladite structure (3) comportant une virole centrale (31) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales (32, 36) entre lesquelles sont maintenues les pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10). Il comprend un premier et un second flasques annulaires (33, 34) fixés de manière amovible à la première bride radiale (32), le second flasque annulaire (34) comprenant une virole d'appui (346) s'étendant en saillie vers l'amont dans la direction axiale (DA) et présentant un appui radial (348) en contact avec la virole centrale (31).

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.
Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.
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 uvre 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 FR 2 540 939, GB 2 480 766, EP 1 350 927, US 2014/0271145, US 2012/082540 et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d'anneau de turbine.
Il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants et leur montage, et notamment 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 de la turbine.
Obiet et résumé de l'invention
L'invention vise à proposer un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe, c'est-à-dire de manière à maîtriser sa position et éviter qu'il se mette à vibrer, d'une part, tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.
Un objet de l'invention propose un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine, une partie formant base annulaire avec, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage, la structure de support d'anneau comportant une virole centrale à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau.
Selon une caractéristique générale de l'objet, l'ensemble d'anneau de turbine comprend un flasque annulaire en une seule pièce fixé de manière amovible à la virole centrale, le flasque annulaire comportant une première extrémité libre, une seconde extrémité couplée à la virole centrale, une première portion s'étendant depuis la première extrémité, une seconde portion s'étendant entre la première portion et la seconde extrémité, la première portion du flasque comportant une première et une seconde pattes distinctes, la première patte étant en appui contre la première patte d'accrochage et la seconde patte étant distante de la première patte dans la direction axiale, la seconde patte étant en amont de la première patte par rapport au sens d'un flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, et la seconde portion du flasque annulaire comprenant une virole d'appui s'étendant en saillie vers l'aval dans la direction axiale, la virole d'appui présentant un appui radial en contact avec la virole centrale de la structure de support d'anneau.
Dans un mode de réalisation particulier, les secteurs d'anneau peuvent être en matériau composite à matrice céramique (CMC).
La présence sur la première portion du flasque annulaire d'une seconde patte disposée en amont et séparée d'une première patte au contact d'une patte d'accrochage amont de l'anneau permet de fournir à l'ensemble d'anneau de turbine une patte amont du flasque annulaire dédiée à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP). La seconde patte en amont de la première patte de l'anneau de turbine et exempte de tout contact avec l'anneau est configurée pour faire transiter le maximum d'effort axial induit par le DHP directement dans la structure de support d'anneau sans passer par l'anneau qui présente, lorsqu'il est en CMC, un admissible mécanique faible.
En effet, laisser un espace entre les première et seconde pattes du flasque annulaire permet de dévier l'effort reçu par la seconde patte, en amont de la première patte qui est au contact de l'anneau de turbine, et de le faire transiter directement vers la virole centrale de la structure de support d'anneau via la seconde portion du flasque annulaire, sans impacter la première patte du flasque annulaire et donc sans impacter l'anneau de turbine. La première patte du flasque annulaire ne subissant pas d'effort, l'anneau de turbine est ainsi préservé de cet effort axial.
Le transit de l'effort DHP par l'intermédiaire de la seconde patte du flasque annulaire peut induire son basculement. Ce basculement peut entraîner un contact non maîtrisé entre les parties basses, c'est-à-dire entre les pattes, du flasque annulaire, ce qui aurait pour conséquence de transmettre directement l'effort DHP à l'anneau.
La virole d'appui en aval assure une résistance plus élevée au basculement induit par l'effort DHP. La virole d'appui reprend les contraintes tangentielles importantes provoquées par l'effort DHP sur la patte amont et limite de ce fait le basculement du flasque annulaire. L'appui radial de la virole d'appui permet de limiter le basculement du flasque annulaire lorsque l'effort DHP transite dans le flasque.
En outre, le caractère amovible du flasque annulaire permet d'avoir un accès axial à la cavité de l'anneau de turbine. Cela permet d'assembler les secteurs d'anneau ensemble à l'extérieur de la structure de support d'anneau et ensuite de venir glisser axialement l'ensemble ainsi assemblé dans la cavité de la structure de support d'anneau jusqu'à venir en appui contre la seconde bride radiale, avant de fixer le flasque annulaire sur la virole centrale de la structure de support d'anneau.
Lors de l'opération de fixation de l'anneau de turbine sur la structure de support de l'anneau, il est possible d'utiliser un outil comportant un cylindre ou un anneau sur lequel sont appuyés ou ventousés les secteurs d'anneau pendant leur assemblage en couronne.
Le fait d'avoir un flasque annulaire en une pièce, c'est-à-dire décrivant l'intégralité d'un anneau sur 360°, permet, par rapport à un flasque annulaire sectorisé, de limiter le passage du flux d'air entre le secteur hors veine et le secteur veine, dans la mesure où toutes les fuites inter-secteurs sont supprimées, et donc de maîtriser l'étanchéité.
La solution définie ci-dessus pour l'ensemble d'anneau permet ainsi de maintenir chaque secteur d'anneau de façon déterministe, c'est-à- dire de maîtriser sa position et d'éviter qu'il se mette à vibrer, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine, en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau, et en permettant à l'anneau de se déformer sous les effet de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Selon un premier aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la première bride radiale annulaire forme une première nervure en saillie dans la direction radiale de l'anneau de turbine vers l'intérieur de l'anneau, et la seconde extrémité du flasque annulaire comporte une butée axiale s'étendant dans la direction radiale de l'anneau de turbine vers l'extérieur de l'anneau, la butée axiale étant disposée en amont de ladite première bride radiale annulaire et venant en appui dans la direction axiale de l'anneau de turbine contre ladite première bride radiale annulaire.
La butée axiale permet de plaquer le flasque annulaire sur la première bride radiale annulaire et ainsi de positionner axialement la première patte du flasque annulaire par rapport à la patte radiale d'accrochage amont de l'anneau.
Selon un deuxième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la virole centrale de la structure de support d'anneau peut comprendre en outre une seconde nervure en saillie dans la direction radiale de l'anneau de turbine vers l'intérieur de l'anneau et présentant une surface d'appui sur laquelle l'appui radial de la virole d'appui s'appuie, la seconde nervure étant disposée entre la première et la seconde brides radiales de la structure de support d'anneau.
La seconde nervure est un point d'appui radial qui permet à la structure de support d'anneau de retenir la bascule du de la seconde patte du flasque annulaire lorsque l'effort DHP est appliqué. La grande distance entre la butée axiale et l'appui radial de la virole d'appui permet d'augmenter le bras le levier et ainsi d'induire un effort radial moins important sur le carter au niveau du contact de l'appui radial avec la seconde nervure de la structure de support d'anneau.
Le flasque annulaire est fixé par l'intermédiaire de deux frettages radiaux, un premier frettage entre l'appui radial et la seconde nervure, et un second frettage entre la surface de la butée axiale s'étendant dans un plan comprenant la direction axiale et la virole centrale.
Selon un troisième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section en lettre grecque pi (π) inversée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, et l'ensemble peut comprendre, pour chaque secteur d'anneau, au moins trois pions pour maintenir radialement le secteur d'anneau en position, les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau comprenant chacune une première extrémité solidaire de la face externe de la base annulaire, une seconde extrémité libre, au moins trois oreilles de réception desdits au moins trois pions, au moins deux oreilles s'étendant en saillie de la seconde extrémité d'une des première ou seconde pattes d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine et au moins une oreille s'étendant en saillie de la seconde extrémité de l'autre patte d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine, chaque oreille de réception comportant un orifice de réception d'un des pions.
Selon un quatrième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section ayant une forme de K allongée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, les première et une deuxième pattes d'accrochage ayant une forme de S.
Selon un cinquième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter, sur au moins une plage radiale du secteur d'anneau, une section en 0 selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, la première et la deuxième pattes d'accrochage présentant chacune une première extrémité solidaire de la face externe et une seconde extrémité libre, et chaque secteur d'anneau comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage s'étendant chacune, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, entre une seconde extrémité de la première patte d'accrochage et une seconde extrémité de la deuxième patte d'accrochage, chaque secteur d'anneau étant fixé à la structure de support d'anneau par une vis de fixation comportant une tête de vis en appui contre la structure de support d'anneau et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation, la plaque de fixation coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage.
Un autre objet de l'invention propose une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins.
L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un premier mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 4 est une vue schématique en en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
- la figure 5 est une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
- la figure 6 est une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine. Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 1 est une vue partielle de l'anneau de turbine 1 qui est en réalité un anneau complet.
Comme illustré sur les figures 2 et 3 qui présentent respectivement une vue schématique en perspective éclatée et une vue en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1, la vue en coupe étant selon un plan de coupe comprenant la direction radiale DR et la direction axiale DA, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. La section comprend en effet une base annulaire 12 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval, respectivement 14 et 16. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine représenté par la flèche F sur la figure 1. Les pattes du secteur d'anneau 10 pourraient avoir une autre forme, la section du secteur d'anneau présentant un autre forme que π, comme par exemple une forme en K ou en 0.
La base annulaire 12 comporte, suivant la direction radiale DR de l'anneau 1, une face interne 12a et une face externe 12b opposées l'une à l'autre. La face interne 12a de la base annulaire 12 est revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Les termes "interne" et "externe" sont utilisés ici en référence à la direction radiale DR dans la turbine.
Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent en saillie, suivant la direction DR, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 à distance des extrémités amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'est- à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 10.
Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine comprend une virole centrale 31, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixés ensemble, ainsi qu'une première bride radiale annulaire 32 et une seconde bride radiale annulaire 36, la première bride radiale annulaire 32 étant positionnée en amont de la seconde bride radiale annulaire 36 qui se trouve donc en aval de la première bride radiale annulaire 32.
La seconde bride radiale annulaire 36 s'étend dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 et, suivant la direction radiale DR, depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1. Elle comprend une première extrémité 361 libre et une seconde extrémité 362 solidaire de la virole centrale 31. La seconde bride radiale annulaire 36 comporte une première portion 363, une seconde portion 364, et une troisième portion 365 comprise entre la première portion 363 et la seconde portion 364. La première portion 363 s'étend entre la première extrémité 361 et la troisième portion 365, et la seconde portion 364 s'étend entre la troisième portion 365 et la seconde extrémité 362. La première portion 363 de la seconde bride radiale annulaire 36 est au contact de la bride radiale d'accrochage aval 16. La seconde portion 364 est amincie par rapport à la première portion 363 et la troisième portion 365 de manière à donner une certaine souplesse à la seconde bride radiale annulaire 36 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1 en CMC.
La première bride radiale annulaire 32 forme une première nervure radiale annulaire s'étendant dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 ainsi que dans la direction radiale DR de l'anneau depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1.
Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, l'ensemble d'anneau de turbine 1 comprend un unique flasque annulaire 35 amovible réalisé en une pièce et fixé de manière amovible à la structure de support d'anneau 3 Le flasque amovible 35 comprend une première extrémité 351 libre et une seconde extrémité 352 frettée radialement à la virole centrale 31 de la structure de support annulaire 3. Le flasque amovible 35 comprend en outre une première portion 353 s'étendant depuis la première extrémité 351 et une seconde portion 354 s'étendant entre la première portion 353 et la seconde extrémité 352.
La première portion 353 comprend une première patte 33 et une seconde patte 34 distincte de la première patte 33 et distante de cette dernière dans la direction axiale DA, la seconde patte 34 étant en amont de la première patte 33 par rapport au sens du flux d'air F destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine 1. Lorsque l'ensemble d'anneau est monté, la première patte 33 du flasque amovible 35 se trouve en appui contre la patte radiale d'accrochage amont 14 de chacun des secteurs d'anneau 10 composant l'anneau de turbine 1.
Le maintien radial de l'anneau 1 est assuré par la première patte 33 du flasque annulaire 35 qui est plaquée sur la patte radiale d'accrochage amont 14 et par la première portion 363 de la seconde bride radiale annulaire 36 qui est plaquée contre la bride radiale d'accrochage aval 16. La première patte 33 du flasque annulaire 35 assure l'étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine de l'anneau.
La seconde patte 34 du flasque annulaire amovible 35 est dédiée à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP) sur le flasque annulaire amovible 35, d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement, c'est-à-dire vers la ligne de la structure de support d'anneau 3 comme cela est illustré par les flèches E d'effort présentées sur la figure 3.
La première patte 33 et la seconde patte 34 du flasque annulaire amovible 35 se rejoignent au niveau de la seconde portion 354 du flasque annulaire amovible 35.
Dans le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3, le flasque annulaire 35 comprend une butée axiale 355 s'étendant dans la direction radiale DR depuis la seconde extrémité 352 du flasque annulaire 35. La butée axiale 355 s'étend depuis la seconde extrémité 352 en direction de la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3. La butée axiale 355 est fixée par frettage sur la virole centrale 31.
La butée axiale 355 est disposée en amont de la première nervure radiale formée par la première bride radiale annulaire 32, cette dernière se trouvant donc en aval de la butée axiale 355. La butée axiale 355 présente une face amont 355a recevant le flux gazeux F et une face aval 355b opposée à la face amont 355a et en regard de la première nervure radiale 312. La première nervure radiale 32, c'est-à-dire la première bride radiale annulaire, présente une face amont 32a en regard de la butée axiale 355 du flasque annulaire 35 et une face aval 32b opposée à la face amont 32a et en regard de la seconde bride radiale annulaire 36. Lorsque l'ensemble d'anneau de turbine est monté, la face aval 355b de la butée axiale 355 est en appui contre la face amont 32a de la première nervure radiale 32 de la virole centrale 31 de la structure d'anneau.
La butée axiale 355 a deux utilités. Elle permet, d'une part, la mise en position axiale du flasque annulaire 35 ce qui permet de régler précisément la position axiale de la première patte 33 par rapport la patte radiale d'accrochage amont 14 de l'anneau, pour assurer un contact axial maîtrisé entre les deux pièces. La butée axiale 355 permet, d'autre part, de limiter le basculement de la seconde patte 34 et de faire transiter l'effort DHP axialement sur la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3.
En outre, la seconde extrémité 352 du flasque annulaire 35 comprend une virole d'appui 356 s'étendant en saillie vers l'aval dans la direction axiale DA. En d'autres termes, le flasque annulaire 35 présente une face amont 35a recevant le flux gazeux F et une face aval 35b opposée à la face amont 35a et en regard de la première bride radiale annulaire 32 et de la patte radiale d'accrochage amont 14. La seconde portion 354 du flasque annulaire 35 comprend une virole d'appui 356 s'étendant dans la direction axiale DA depuis la face aval 35b du flasque annulaire 35.
La virole d'appui 356 présente une face interne 356a et une face externe 356b opposée à la face interne 356a, une première extrémité 3561 libre, et une seconde extrémité 3562 solidaire de la face aval 35b du flasque annulaire 35, la première extrémité 3561 étant en aval de la seconde extrémité 3562 lorsque l'ensemble d'anneau de turbine est monté. La virole d'appui 356 comprend, sur sa première extrémité 3561, un appui radial 358 en saillie de la face externe 356b de la virole d'appui 356.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3, la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3 comprend en outre une seconde nervure radiale 314 disposée entre la première bride radiale annulaire 32 et la seconde bride radiale annulaire 36 et s'étendant en saillie dans la direction radiale DR depuis la virole centrale 31. La seconde nervure radiale 314 s'étend en direction de l'anneau 1, c'est-à- dire en direction de l'appui radial 358 de la virole d'appui 356. La seconde nervure radiale 314 présente à son extrémité libre une face radiale interne 314a en regard de l'appui radiai 358. L'appui radial 358 présente, sur son extrémité libre, une face radiale externe 358b en regard de la seconde nervure radiale 314 de la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3.
Lorsque l'ensemble d'anneau de turbine est monté, la face radiale externe 358b de l'appui radial 358 est en appui contre la face radiale interne 314a de la seconde nervure radiale 314.
La virole d'appui 356 assure une résistance plus élevée au basculement induit par l'effort DHP. La virole d'appui 356 reprend les contraintes tangentielles importantes provoquées par l'effort DHP et limite de ce fait le basculement du flasque annulaire 36.
Sur la figure 4 est présentée une vue en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine. Le deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 4 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente, dans le plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section en forme de K au lieu d'une section en forme de π inversé.
Sur les figures 5 et 6 sont respectivement présentées une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine et une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Le troisième et le quatrième mode de réalisation illustrés sur les figures 5 et 6 diffèrent du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente dans le plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, sur une partie du secteur d'anneau 10, une section en forme de 0 au lieu d'une section en forme de π inversé, la section d'anneau 10 étant fixée à la structure de support d'anneau 3 à l'aide d'une vis 19 et d'une pièce de fixation 20, les vis 38 étant supprimées.
Dans chacun des modes de réalisation de l'invention illustrés sur les figures 1 à 6, dans la direction axiale DA, la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 est séparée de la première patte 33 du flasque annulaire 35 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de manière à maintenir ces dernières entre la première patte 33 du flasque annulaire 35 et la seconde bride radiale annulaire 36.
Dans le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à
3, pour maintenir en position les secteurs d'anneau 10, et donc l'anneau de turbine 1, avec la structure de support d'anneau 3, l'ensemble d'anneau comprend deux premiers pions 119 coopérant avec la patte d'accrochage amont 14 et la première patte 33 du flasque annulaire 35, et deux seconds pions 120 coopérant avec la patte d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36.
Dans le premier mode de réalisation, pour chaque secteur d'anneau 10 correspondant, la seconde portion 354 du flasque annulaire 35 comprend deux orifices 3540 de réception des deux premiers pions 119, et la troisième portion 365 de la bride radiale annulaire 36 comprend deux orifices 3650 configurés pour recevoir les deux seconds pions 120. Pour chaque secteur d'anneau 10, chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 comprend une première extrémité, 141 et 161, solidaire de la face externe 12b de la base annulaire 12 et une seconde extrémité, 142 et 162, libre. La seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 comprend deux premières oreilles 17 comportant chacune un orifice 170 configuré pour recevoir un premier pion 119. De manière similaire, la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16 comprend deux secondes oreilles 18 comportant chacune un orifice 180 configuré pour recevoir un second pion 120. Les premières et secondes oreilles 17 et 18 s'étendent en saillie dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine 1 respectivement de la seconde extrémité 142 de la patte d'accrochage radiale amont 14 et de la seconde extrémité 162 de la patte d'accrochage radiale aval 16.
Les orifices 170 et 180 peuvent être circulaires ou oblongs. De préférence l'ensemble des orifices 170 et 180 comprend une portion d'orifices circulaires et une portion d'orifices oblongs. Les orifices circulaires permettent d'indexer tangentiellement les anneaux et d'empêcher qu'ils puissent se déplacer tangentiellement (notamment en cas de touche par l'aube). Les orifices oblongs permettent d'accommoder les dilatations différentielles entre le CMC et le métal. Le CMC a un coefficient de dilatation très inférieur à celui du métal. A chaud, les longueurs dans le sens tangentiel du secteur d'anneau et de la portion de carter en vis-à-vis vont donc être différentes. Si il n'y avait que des orifices circulaires, le carter métallique imposerait ses déplacements à l'anneau en CMC, ce qui serait source de contraintes mécaniques très élevées dans le secteur d'anneau. Avoir des trous oblongs dans l'ensemble d'anneau permet au pion de coulisser dans ce trou et d'éviter le phénomène de sur-contrainte mentionné ci-dessus. Dès lors, deux schémas de perçages peuvent être imaginés : un premier schéma de perçage, pour un cas à trois oreilles, comprendrait un orifice circulaire radial sur une bride radiale d'accrochage et deux orifices oblongs tangentiels sur l'autre bride radiale d'accrochage, et un deuxième schéma de perçage, pour un cas à au moins quatre oreilles, comprendrait un orifice circulaire et un orifice oblong par bride radiale d'accrochage en vis- à-vis à chaque fois. D'autres cas annexes peuvent être envisagés également. Pour chaque secteur d'anneau 10, les deux premières oreilles 17 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1. De même, pour chaque secteur d'anneau 10, les deux secondes oreilles 18 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1.
Comme illustré sur la figure 4, dans le deuxième mode de réalisation, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR/ une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale DR de l'anneau, une face interne 12a revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et qui définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140, 160 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction radiale DR, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus des portions d'extrémité circonférentielles amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12.
Les pattes radiales d'accrochage 140 et 160 présentent une première extrémité, référencée respectivement 1410 et 1610, solidaire de la base annulaire 12 et une seconde extrémité libre, référencée respectivement 1420 et 1620. Les extrémités libres 1420 et 1620 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140 et 160 s'étendent soit parallèlement au plan dans lequel s'étend la base annulaire 12 c'est-à-dire dans selon un plan circulaire, soit de manière rectiligne alors que les pattes d'accrochage 140 et 160 s'étendent de manière annulaire. Dans cette seconde configuration où les extrémités sont rectilignes et les pattes d'accrochages annulaires, dans le cas d'une éventuelle bascule de l'anneau pendant le fonctionnement, les appuis surfaciques deviennent alors des appuis linéiques, ce qui offre une étanchéité plus importante que dans le cas d'appuis ponctuels. La seconde extrémité 1620 de la patte radiale d'accrochage aval 160 est maintenue entre une portion 3610 de la seconde bride radiale annulaire 36 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 361 de la seconde bride radiale annulaire 36 dans le sens opposé au sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée, c'est-à-dire la vis opposée à la tête de vis. La seconde extrémité 1410 de la patte radiale d'accrochage amont 140 est maintenue entre une portion 3310 de la première patte 33 du flasque annulaire 35 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 331 de la première patte 33 dans le sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée.
Dans le troisième mode de réalisation illustré sur la figure 5, le secteur d'anneau 10 comprend une patte axiale d'accrochage 17' s'étendant entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16. La patte axiale d'accrochage 17' s'étend plus précisément, dans la direction axiale DA/ entre la seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 et la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16.
La patte axiale d'accrochage 17' comprend une extrémité amont 171' et une extrémité aval 172' séparées par une partie centrale 170'. Les extrémités amont et aval 17 et 172' de la patte d'accrochage axiale 17' s'étendent en saillie, dans la direction radiale DR, de la seconde extrémité 142, 162 de la patte radiale d'accrochage 14, 16 à laquelle elles sont couplées, de manière à avoir une partie centrale 170' de patte axiale d'accrochage 17' surélevée par rapport aux secondes extrémités 142 et 162 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16.
Pour chaque secteur d'anneau 10, l'ensemble d'anneau de turbine comprend une vis 19 et une pièce de fixation 20. La pièce de fixation 20 est fixée sur la patte axiale d'accrochage 17'.
La pièce de fixation 20 comprend en outre un orifice 21 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 19 pour fixer la pièce de fixation 20 à la vis 19. La vis 19 comprend une tête de vis 190 dont le diamètre est supérieur au diamètre d'un orifice 39 réalisé dans la virole centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3 au travers duquel la vis 19 est insérée avant d'être vissée à la pièce de fixation 20.
La virole d'appui 356 comprend en outre un orifice 3560 traversé par la vis 19 et par une partie de la pièce de fixation 20. L'orifice 3560 présente un diamètre supérieure à celui de la pièce de fixation 20.
La solidarisation radiale du secteur d'anneau 10 avec la structure de support d'anneau 3 est réalisée à l'aide de la vis 19, dont la tête 190 est en appui sur la couronne centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3, et de la pièce de fixation 20 vissée à la vis 19 et fixée à la patte axiale d'accrochage 17' du secteur d'anneau 10, la tête de vis 190 et la pièce de fixation 20 exerçant des forces de sens opposés pour maintenir ensemble l'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3.
Sur la figure 6 est représentée une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
Le quatrième mode de réalisation illustré sur la figure 6 est une variante du troisième mode de réalisation illustré sur la figure 5. Dans cette variante, la virole centrale 31 de chaque secteur d'anneau 10 ne comprend pas d'orifice 39.
Dans le quatrième mode de réalisation, le secteur d'anneau 10 est fixé directement sur la virole d'appui 356 à l'aide de la vis 19 et de la pièce de fixation 20. la virole d'appui 356 comprend un orifice 3560 traversé par la vis 19. L'orifice 3560 présente un diamètre inférieure à celui de la tête de vis 190.
La solidarisation radiale du secteur d'anneau 10 avec la structure de support d'anneau 3 est réalisée à l'aide de la vis 19, dont la tête 190 est en appui sur la virole d'appui 356 du flasque annulaire 35, et de la pièce de fixation 20 vissée à la vis 19 et fixée à la patte axiale d'accrochage 17' du secteur d'anneau 10, la tête de vis 190 et la pièce de fixation 20 exerçant des forces de sens opposés pour maintenir ensemble l'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3.
Dans chacun des modes de réalisation de l'invention illustrés sur les figures 1 à 6, chaque secteur d'anneau 10 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 en contact respectivement avec la première patte 33 du flasque annulaire 35 et la seconde bride radiale annulaire 36, c'est-à-dire sur la face amont 14a de la patte radiale d'accrochage amont 14 et sur la face aval 16b de la patte radiale d'accrochage aval 16. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur la première patte 33 du flasque annulaire 35 et sur la seconde bride radiale annulaire aval 36.
Les appuis rectilignes 110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 110 entre la patte radiale d'accrochage amont 14 et la première patte 33 du flasque annulaire 35, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36 sont compris dans un même plan rectiligne.
Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine 1.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1, c'est- à-dire selon le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3.
Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (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 "Hi-NicalonS", 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 d'accrochage 14 et 16 des secteurs 10.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. 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 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. Dans une variante, la préforme textile peut être un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour être manipulée, avant de faire remonter du silicium liquide par capillarité dans le textile pour faire la densification (« Melt Infiltration »).
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572. La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou inconel 718® ou encore C263®.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3.
Pour cela, les secteurs d'anneau 10 sont assemblés ensemble sur un outil annulaire de type « araignée » comportant, par exemple, des ventouses configurées pour maintenir chacune un secteur d'anneau 10.
Puis les deux seconds pions 120 sont insérés dans les deux orifices 3650 prévus dans la troisième partie 365 de la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3.
L'anneau 1 est ensuite monté sur la structure de support d'anneau 3 en insérant chaque second pion 120 dans chacun des orifices 180 des secondes oreilles 18 des brides radiales d'accrochage aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.
On place ensuite tous les premiers pions 119 dans les orifices 170 prévus dans les première oreilles 17 de la patte radiale d'accrochage 14 de l'anneau 1.
Puis on vient fixer le flasque annulaire 35 sur la structure de support d'anneau 3 et à l'anneau 1. Le flasque annulaire 35 est monté à froid sur la structure de support d'anneau 3 en contact de la butée 32. Lors de la montée en température du flasque annulaire 35, le frettage s'effectue au niveau des deux contacts radiaux.
Pour maintenir l'anneau 1 en position radialement, le flasque annulaire 35 est fixé à l'anneau en insérant chaque premier pion 119 dans chacun des orifices 170 des premières oreilles 17 des pattes radiales d'accrochage amont 14 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.
L'anneau 1 est ainsi maintenu en position axialement à l'aide de la première patte 33 du flasque annulaire 35 et de la seconde bride radiale annulaire 36 en appui respectivement en amont et en aval sur les surfaces d'appuis 110 rectilignes des pattes radiales d'accrochages respectivement amont 14 et aval 16. Lors de l'installation du flasque annulaire 35, une précontrainte axiale peut être appliquée sur la première patte 33 du flasque annulaire 35 et sur la patte radiale d'accrochage amont 14 pour pallier l'effet de dilatation différentielle entre le matériau CMC de l'anneau 1 et le métal de la structure de support d'anneau 3. La première patte 33 du flasque annulaire 35 est maintenue en contrainte axiale par des éléments mécaniques placés en amont comme cela est illustré en pointillés sur la figure 3.
L'anneau 1 est maintenu en position radialement à l'aide des premiers et seconds pions 119 et 120 coopérant avec les premières et secondes oreilles 17 et 18 et les orifices 3540 et 3650 du flasque annulaire 35 et de la bride radiale annulaire 36.
L'invention fournit ainsi un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe tout en permettant, d'une part, au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.
En outre, l'invention fournit un ensemble d'anneau de turbine comprenant un flasque annulaire amont dédié à la reprise de l'effort DHP et ainsi d'induire des faibles niveaux d'efforts dans l'anneau CMC, une butée de contact entre le flasque annulaire dédié à la reprise de l'effort DHP et le flasque annulaire utilisé pour maintenir l'anneau, la butée permettant d'assurer le non-contact des parties basses des deux flasques lors du basculement du flasque amont. L'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention permet également de maîtriser la rigidité au niveau des contacts axiaux amont et aval entre l'anneau CMC et le carter métallique. De ce fait l'étanchéité est assurée en toute circonstance, sans induire des efforts axiaux trop élevés sur l'anneau.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine (1) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16), la structure de support d'anneau (3) comportant une virole centrale (31) à partir de laquelle s'étendent en saillie une première et une seconde brides radiales (32, 36) entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10),
caractérisé ce qu'il comprend un flasque annulaire (35) en une seule pièce fixé de manière amovible à la virole centrale (31), le flasque annulaire (35) comportant une première extrémité (351) libre, une seconde extrémité (352) couplée à la virole centrale (31), une première portion (353) s'étendant depuis la première extrémité (351), une seconde portion (354) s'étendant entre la première portion (353) et la seconde extrémité (352),
la première portion (353) comporte une première et une seconde pattes (33, 34) distinctes, la première patte (33) étant en appui contre la première patte d'accrochage (14) et la seconde patte (34) étant distante de la première patte (33) dans la direction axiale (DA), la seconde patte (34) étant en amont de la première patte (33) par rapport au sens d'un flux d'air (F) destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine (1), la seconde portion (354) du flasque annulaire (35) comprenant une virole d'appui (356) s'étendant en saillie vers l'aval dans la direction axiale (DA), la virole d'appui (356) comportant un appui radial (358) en contact avec la virole centrale (31) de la structure de support d'anneau (3).
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la première bride radiale annulaire (32) forme une première nervure en saillie dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1) vers l'intérieur de l'anneau, et la seconde extrémité (352) du flasque annulaire (35) comporte une butée axiale (355) s'étendant dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1) vers l'extérieur de l'anneau, la butée axiale (355) étant disposée en amont de la première bride radiale annulaire (32) et venant en appui dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine contre la première bride radiale annulaire (32).
3. Ensemble selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel la virole centrale (31) de la structure de support d'anneau (3) comprend en outre une seconde nervure (314) en saillie dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1) vers l'intérieur de l'anneau et présentant une surface d'appui (314a) sur laquelle l'appui radial (358) de la virole d'appui (356) s'appuie, la seconde nervure (314) étant disposée entre la première et la seconde brides radiales (32, 36) de la structure de support d'anneau (3).
4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur d'anneau (10) présente une section en lettre grecque pi (π) inversée selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (DR), et l'ensemble comprend, pour chaque secteur d'anneau (10), au moins trois pions (119, 120) pour maintenir radialement le secteur d'anneau (10) en position, les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) comprenant chacune une première extrémité (141, 161) solidaire de la face externe (12b) de la base annulaire (12), une seconde extrémité (142, 162) libre, au moins trois oreilles (17, 18) de réception desdits au moins trois pions (119, 120), au moins deux oreilles (17) s'étendant en saillie de la seconde extrémité (142, 162) d'une des première ou seconde pattes d'accrochage (14, 16) dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1) et au moins une oreille (18) s'étendant en saillie de la seconde extrémité (162, 142) de l'autre patte d'accrochage (16, 14) dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), chaque oreille de réception (17, 18) comportant un orifice (170, 180) de réception d'un des pions (119, 120).
5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur d'anneau (10) présente une section ayant une forme de K allongée selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (DR), les première et une deuxième pattes d'accrochage (14, 16) ayant une forme de S.
6. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel le secteur (10) d'anneau présente, sur au moins une plage radiale du secteur d'anneau, une section en 0 selon le plan de coupe défini par la direction axiale (DA) et la direction radiale (DR), la première et la deuxième pattes d'accrochage (14, 16) présentant chacune une première extrémité (141, 161) solidaire de la face externe (12b) et une seconde extrémité libre (142, 162), et chaque secteur d'anneau (10) comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (17) s'étendant chacune, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), entre une seconde extrémité (142) de la première patte d'accrochage (14) et une seconde extrémité (162) de la deuxième patte d'accrochage (16), chaque secteur d'anneau (10) étant fixé à la structure de support d'anneau (3) par une vis de fixation (19) comportant une tête de vis (190) en appui contre la structure de support d'anneau (3) et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation (20), la plaque de fixation (20) coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage (170-
7. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6.
EP18714568.5A 2017-03-16 2018-03-13 Ensemble d'anneau de turbine Active EP3596315B1 (fr)

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