EP3740658A1 - Anneau de turbomachine - Google Patents

Anneau de turbomachine

Info

Publication number
EP3740658A1
EP3740658A1 EP19703160.2A EP19703160A EP3740658A1 EP 3740658 A1 EP3740658 A1 EP 3740658A1 EP 19703160 A EP19703160 A EP 19703160A EP 3740658 A1 EP3740658 A1 EP 3740658A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
notch
support
wear device
ring
turbomachine
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
EP19703160.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3740658B1 (fr
Inventor
Quentin Pierre Hubert BOMBERAULT
Martin JUBIEN
Julien Michel Auguste ROBERT
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
Publication of EP3740658A1 publication Critical patent/EP3740658A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3740658B1 publication Critical patent/EP3740658B1/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
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/38—Retaining components in desired mutual position by a spring, i.e. spring loaded or biased towards a certain position

Definitions

  • the present disclosure relates to a turbomachine ring and a turbomachine comprising such a ring and a method of repairing such a ring. It may especially be a compressor ring or turbine of an aircraft engine, single or dual flow.
  • the vanes are mounted on sectors forming a crown materializing the air stream: these sectors are then mounted on the stator housing using parts hook engaging in notches of a stator support.
  • a possible repair option would be to locally recharge the material of the notch, either by thermal spraying, or by welding or brazing.
  • thermal spraying or by welding or brazing.
  • such solutions are difficult to achieve because of the difficulty of access to the area to be reworked and the geometry of the area to be recharged.
  • the present disclosure relates to a turbomachine ring, comprising a support, substantially cylindrical, having a front surface in which is formed a notch, one or more sectors forming a ring configured to materialize a section of air stream, each sector. comprising a hook portion projecting towards the support and engaging in the notch of the support, and an anti-wear device having a U-shaped portion provided in the notch of the support and pressed at least against the radially outer surface of the notch, and a tongue portion, continuously extending the U-shaped portion, plated and fixed against the front surface of the support.
  • an anti-wear device it is possible to easily and effectively repair a worn support notch. It is also possible to set up such an anti-wear device from the beginning to facilitate the maintenance of the turbomachine. Indeed, thanks to such an anti-wear device, in case of friction or vibration between the sector and the support, the notch of the support is protected, only the anti-wear device being used if necessary. However, the anti-wear device can be easily replaced, which drastically reduces the time and cost of repair.
  • the fixing of the anti-wear device on the support also simplifies the nomenclature parts of the turbomachine and the logistics associated with maintenance: indeed, this avoids assigning an individual reference to the device antiwear.
  • the U-shaped portion of the anti-wear device is under elastic stress. This ensures permanent veneering of the U-shaped part against the radially outer surface of the notch.
  • the radially inner wall of the U-shaped portion of the anti-wear device forms, at rest, a first angle of between 5 ° and 20 °, preferably between 10 ° and 15 °, with the direction of the radially outer wall of the U-shaped part.
  • a first angle of between 5 ° and 20 °, preferably between 10 ° and 15 °, with the direction of the radially outer wall of the U-shaped part.
  • Such an angle is measured in an axial plane. It makes it possible to generate the elastic stress mentioned above when the anti-wear device is put in place in the notch.
  • the tab portion of the anti-wear device is under elastic stress. This remembers the U-shaped part of the anti-wear device towards the bottom of the notch, thus stabilizing its position.
  • the tab portion of the anti-wear device forms, at rest, a second angle of between 5 ° and 20 °, preferably between 10 ° and 15 °, with the direction orthogonal to the wall radially outer portion of the U-shaped portion.
  • a second angle of between 5 ° and 20 °, preferably between 10 ° and 15 °, with the direction orthogonal to the wall radially outer portion of the U-shaped portion.
  • the tab portion of the anti-wear device is, at rest, substantially orthogonal to the radially inner wall of the U-shaped portion.
  • the tab portion of the anti-wear device continuously extends the U-shaped portion radially inwardly.
  • the tongue portion is fixed to the radially inner area of the front surface of the support. This facilitates access to the anti-wear device from inside the ring, helps to press the U-shaped part of the anti-wear device against the radially outer surface of the notch, and protects the frontal surface of the support from friction. with the ring area.
  • a space is left between the U-shaped portion of the anti-wear device and the bottom of the notch of the support. This space is used to slide a tool between the anti-wear device and the bottom of the notch to facilitate the extraction of the anti-wear device.
  • a space is left between the U-shaped portion of the anti-wear device and at least a portion of the radially inner surface of the notch of the support. This reinforces the plating of the U-shaped portion of the anti-wear device against the radially outer surface of the notch of the support.
  • the tab portion of the anti-wear device is attached to the front surface of the support by attachment points.
  • attachment points may in particular have a diameter of less than 1 mm, or even 0.5 mm. This facilitates the fixing of the anti-wear device but also its removal, such fixing points being easy to break.
  • the attachment points are evenly distributed along the tab portion of the anti-wear device, particularly in the circumferential direction.
  • At least an angular distance of 15 °, preferably 20 ° separates two attachment points. Removing the fixing points facilitates the breaking of the attachment points and thus the removal of the anti-wear device.
  • the tab portion of the anti-wear device is fixed on the front surface of the support by welding. It may in particular be soldering points by capacitor discharge. The weld indeed withstands the high operating temperatures of the turbomachine and causes only small dimensional dispersions.
  • the anti-wear device is separable from the support under the effect of a manual tearing force. This is a light tearing force for an operator, which allows easy and fast maintenance. In particular, it is possible to separate the anti-wear device by simple leverage by inserting a tool, such as a screwdriver tip, between the anti-wear device and the support.
  • the thickness of the anti-wear device is between 0.1 mm and 1 mm, preferably between 0.2 mm and 0.6 mm. This is compatible with the usual size of the notches of the turbomachine ring supports.
  • the thickness of the anti-wear device is scalable. Indeed, it is preferable to reserve a greater thickness in the areas of the notch against which the sector is caused to rub and a lower thickness in the other areas to reduce the probability of unintentional contact with the sector.
  • the thickness of the radially inner wall of the U-shaped portion of the anti-wear device may be less than the thickness of the radially outer wall of the U-shaped part.
  • the anti-wear device has a hardness less than that of the support. This allows a preferential wear of the anti-wear device relative to the support, thus preserving the support.
  • the anti-wear device has a hardness lower than that of the sector hook. This allows a preferential wear of the anti-wear device relative to the hook of the support, thus preserving the hook of the support.
  • the anti-wear device is made of Inconel.
  • the anti-wear device comprises a base element in the form of a profile, preferably of the foil type.
  • This foil is preferably metallic.
  • This basic element can have any number of characteristics among those mentioned above.
  • the anti-wear device further comprises an additional U-shaped member provided within the U-shaped portion of the base member.
  • This additional element may have any number of characteristics among those mentioned above. It is thus possible to separate certain functions from the basic element and the additional element and / or to offer a differentiated behavior with respect to the support on the one hand and the hook of the sector on the other hand.
  • the basic element can provide the mechanical positioning and fixing functions of the anti-rotation device. while the additional element can provide the preferential wear functions thus protecting the hook of the sector and the notch of the support.
  • the additional element takes the form of a profile, preferably of the foil type, preferably metal, distinct from the base element.
  • the additional element can therefore be manufactured independently of the base element and then assembled with the latter.
  • the additional element is under elastic stress. This allows the additional element to be pressed against the radially outer surface of the U-shaped part of the base element.
  • the additional element takes the form of a coating deposited on the base element.
  • the anti-wear device is thus monobloc.
  • the base element and the additional element form two layers of the same profile, preferably of the foil type.
  • the anti-wear device is thus monobloc.
  • the thickness of the additional element is between 0.1 and 0.4 mm, preferably between 0.1 and 0.3 mm.
  • the additional element has a hardness lower than that of the base element. This allows a preferential wear of the additional element relative to the support, the base element retaining a higher mechanical strength.
  • the additional element is made of an alloy based on nickel and / or cobalt. It may be provided with an anti-wear coating, for example a deposit based on nickel and / or chromium.
  • the anti-wear device is sectorized. Each sector can in particular extend over an angular sector between 30 and 60 °.
  • the sector hook is pressed against the radially outer surface of the anti-wear device. It is meant that this is done at least in operation.
  • the ring is part of a compressor, preferably a high pressure compressor. It could also be a turbine ring. It can equally well be integrated in a single or dual flow turbomachine.
  • the present disclosure also relates to a turbomachine, comprising a turbomachine ring according to any one of the preceding embodiments.
  • the present disclosure also relates to a method of repairing a turbomachine ring, the turbomachine ring comprising a support, substantially cylindrical, having a front surface in which is formed a notch, said notch having been at least partially eroded and one or more sectors forming a ring configured to materialize an air stream section, each sector comprising a hook portion projecting toward the support and engaging in the notch of the support, the repair method comprising the following steps: machining of the inner walls of the notch; placing an anti-wear device, having a U-shaped portion and a tongue portion, in the notch thus machined; fixing the tab portion of the anti-wear device on the front surface of the support.
  • the anti-wear device is in accordance with any of the embodiments set forth above.
  • the terms “axial”, “radial”, “tangential”, “proximal”, “distal” and their derivatives are defined relative to the main axis of the turbomachine; the term “axial plane” a plane passing through the main axis of the turbomachine and “radial plane” a plane perpendicular to this main axis; a “frontal” surface is part of a radial plane; finally, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to the flow of air in the turbomachine.
  • FIG 1 is a sectional plane of a turbomachine according to the disclosure.
  • FIG 2 is a sectional view of a first example of a turbomachine ring.
  • FIG 3 is an enlargement of zone III of FIG 2.
  • FIG 4 is a sectional view of the anti-wear device of the first example.
  • FIG. 5 illustrates a second example of an anti-wear device.
  • turbomachine rings are described in detail below, with reference to the accompanying drawings. It is recalled that the invention is not limited to these examples.
  • FIG 1 shows, in section along a vertical plane passing through its main axis A, a single-jet turbojet 1 according to the presentation. It comprises, from upstream to downstream according to the circulation of the air flow, a low-pressure compressor 3, a high-pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high-pressure turbine 6, and a low-pressure turbine 7.
  • FIG 2 illustrates a portion of the stator of the high pressure compressor 4.
  • Each compressor ring 30 comprises an upstream ring support 31m and a downstream ring support 31v, which are generally cylindrical and integral with the compressor housing 4: they each form a stream wall facing a bladed wheel.
  • Each compressor ring 30 further comprises a ring sector ring 32 fixed on the ring supports 31m, 31v: they complete the air vein wall of the compressor 4 and carry blades 32a.
  • Each ring sector 32 is fixed on the ring supports 31m, 31v by means of attachment devices 33m and 33v provided at each axial end of the ring sector 32.
  • each ring sector 32 comprises at each of its axial ends a hook 34 extending towards the adjacent support 31m, 31v and penetrating into a notch 35 of the support 31m, 31v.
  • the notch 35 is formed in the front surface 36 of each support 31m, 31v: it extends continuously in the circumferential direction; its radially outer 35s and radially inner walls 35p are parallel.
  • the anti-wear device 40 is put in place in this notch 35.
  • the anti-wear device 40 visible in FIG 4 in its initial state at rest, comprises a U-shaped portion 41 and a tongue portion 42.
  • the anti-wear device 40 is an arcuate profile extending continuously and invariant in the circumferential direction: in FIG. 4, it is shown in section along a transverse plane, that is to say a plane axial in the reference of the turbomachine 1.
  • the anti-wear device 40 is sectored, each sector extending over an arc of the same length; however, in other examples, it could be completely annular, split or not.
  • the anti-wear device 40 is made of a nickel-based and / or cobalt-based alloy with an anti-wear coating: it has a hardness lower than both the support 31m, 31v and the hook 34 of sector 32.
  • the U-shaped portion 41 comprises a radially outer wall 41d, a bottom wall 41f and a radially inner wall 41p arranged substantially U-shaped relative to each other. More specifically, the bottom wall 41f extends the radially outer wall 41d orthogonally. In contrast, the radially inner wall, extending the bottom wall 41f, forms a non-zero angle with respect to the direction of the radially outer wall 41d, that is to say the axial direction. In the present example, this angle l is about 12 °.
  • the tongue portion 42 comprises for its part a single wall extending the radially inner wall 41p of the U-shaped portion 41: it forms an angle m with respect to the normal direction to the radially outer wall 41d, that is, ie with respect to the radial direction. In the present example, this angle m is about 12 °.
  • the U-shaped portion 41 is engaged in the notch 35 while the tab portion 42 is pressed and fixed against the radially inner zone 36a of the end surface 36 by means of weld spots 37 made by capacitor.
  • the U-shaped portion 41 is held under elastic stress within of the notch 35 and its radially outer wall 41d is elastically pressed against the radially outer surface 35d of the notch 35.
  • the lengths of the radially outer wall 41d and radially inner 41p of the U-shaped portion 41 of the anti-rotation device. 40 are less than the depth of the notch 35 so that a space 38 remains between the bottom wall 41f of the U-shaped portion 41 and the bottom 35f of the notch 35.
  • the hook 34 of the sector 32 enters the notch 35 protected by the anti-wear device 40 and is in the pressed position against the radially outer wall 41d of the U-shaped portion 41 of the anti-wear device 40 during the operation of the turbomachine 1, a space being left between the hook 34 and the bottom walls 41f and radially internal 41p of the U-shaped portion 41 of the anti-wear device 40.
  • turbomachine repair method aims to repair a turbomachine 1 in which the notch 35 of one or more supports 31m, 31v of the high pressure compressor 4 has been worn and degraded following the friction of the hook 34 of a sector 32 in the latter. Concretely, in such a worn notch, the dimensions of the notch and the surface condition of its internal walls are degraded.
  • the repair method then comprises a step of machining the internal walls of the worn notch to a depth sufficient to eliminate defects and smooth the internal walls so as to obtain the original ribs at a set shrinkage, for example 0.2 mm or 0.4 mm.
  • the tab portion 42 of the anti-wear device 40 is then fixed on the radially inner zone 36a of the front surface 36 by solder points 37 made by capacitor discharge.
  • the compressor ring 30 is thus repaired.
  • the hook 34 of the sector 32 wears the anti-wear device 40 but no longer damages the notch 35 of the support 31m, 31v.
  • the anti-wear device 40 reaches a level of excessive wear, simply remove it and replace it with a new anti-wear device 40 to repair the compressor ring 30. This can be done very easily by inserting a tool into the space 38 located between the anti-wear device 40 and the bottom 35f of the notch 35 and by levering to break the weld points 37 step by step. The new anti-wear device 40 can then be put into place in the notch 35 and fixed on the front surface 36 in place of the used anti-wear device 40.
  • FIG. 5 illustrates a second example of a turbomachine ring 130. This second example is entirely analogous to the first example, except that the anti-wear device 140 is different.
  • the anti-wear device 140 comprises a base element 149 and an additional element 159.
  • the base element 149 is shaped in a manner quite similar to the anti-wear device 40 of the first example. it is only its thickness is lower.
  • the additional element 159 is an arcuate profile extending continuously and invariantly in the circumferential direction: in FIG. 5, it is shown in section along a transverse plane, that is to say an axial plane in the referential of the turbomachine. It takes a U-shape complementary to the U-shaped portion 141 of the base element 149.
  • the radially inner wall 15 lp of the additional element 159 also forms an angle l with the direction of its radially outer wall 15 ld, that is to say with the axial direction, so that the additional element and maintained in elastic compression at within the base element 149 when the latter is engaged in the notch 135 of the support 131v.
  • the base element 149 of the anti-wear device 140 is made of an alloy based on nickel and / or cobalt while the additional element 159 is made of a nickel-based alloy and or cobalt: the additional element 159 has a hardness lower than both the base member 159 and the hook 134 of the sector 132.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Anneau de turbomachine ainsi qu'une turbomachine comprenant un tel anneau et un procédé de réparation d'un tel anneau, l'anneau de turbomachine comprenant un support (31v), essentiellement cylindrique, comportant une surface frontale (36) dans laquelle est pratiquée une encoche (35), un ou plusieurs secteurs (32) formant une couronne configurée pour matérialiser un tronçon de veine d'air, chaque secteur (32) comprenant une partie de crochet (34) faisant saillie en direction du support (31v) et s'engageant dans l'encoche (35) du support (31v), et un dispositif anti-usure (40) possédant une partie en U (41), prévue dans l'encoche (35) du support (31v) et plaquée au moins contre la surface radialement externe (35d) de l'encoche (35), et une partie de languette (42), prolongeant continûment la partie en U (41), plaquée et fixée contre la surface frontale (36) du support (31v).

Description

ANNEAU DE TURBOMACHINE
DOMAINE DE L'INVENTION
[0001] Le présent exposé concerne un anneau de turbomachine ainsi qu'une turbomachine comprenant un tel anneau et un procédé de réparation d'un tel anneau. Il peut notamment s'agir d'un anneau de compresseur ou de turbine d'un moteur d'aéronef, à simple ou double flux.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
[0002] Dans de nombreux compresseurs de turbomachines, mais également dans certaines turbines, les aubes fixes sont montées sur des secteurs formant une couronne matérialisant la veine d'air : ces secteurs sont alors montés sur le carter du stator à l'aide de parties de crochet s'engageant dans des encoches d'un support du stator.
[0003] Toutefois, lors du fonctionnement de la turbomachine, en raison notamment des vibrations subies par les secteurs de l'anneau, les crochets des secteurs frottent et usent les encoches du support : on constate ainsi parfois une érosion sur les faces internes des encoches. Naturellement, une telle érosion modifie les chaînes de côtes entre les pièces de l'anneau, ouvrant notamment des jeux et déplaçant des pièces, ce qui peut entraîner des fuites et engendrer des pertes de performances.
[0004] Dès lors, il est souhaité de pouvoir réparer ces encoches sans remplacer la totalité du support.
[0005] Une option de réparation envisageable serait de recharger localement le matériau de l'encoche, soit par projection thermique, soit par soudage ou brasage. Toutefois, de telles solutions sont difficilement réalisables en raison de la difficulté d'accès de la zone à retravailler et de la géométrie de la zone à recharger.
[0006] Une autre option envisageable serait de fixer un élément de type frette sur chaque face de l'encoche à réparer. Toutefois, il est difficile de résiner ainsi la veine complète. En effet, un résinage entraîne des dispersions dimensionnelles trop conséquentes ; de plus, la tenue en température des résines n'est pas suffisante dans le cadre d'une application sur turbomachine. [0007] Il existe donc un réel besoin pour un anneau de turbomachine, ainsi qu'une turbomachine comprenant un tel anneau et un procédé de réparation d'un tel anneau, qui soient dépourvus, au moins en partie, des inconvénients inhérents aux méthodes connues précitées.
PRESENTATION DE L'INVENTION
[0008] Le présent exposé concerne un anneau de turbomachine, comprenant un support, essentiellement cylindrique, comportant une surface frontale dans laquelle est pratiquée une encoche, un ou plusieurs secteurs formant une couronne configurée pour matérialiser un tronçon de veine d'air, chaque secteur comprenant une partie de crochet faisant saillie en direction du support et s'engageant dans l'encoche du support, et un dispositif anti-usure possédant une partie en U, prévue dans l'encoche du support et plaquée au moins contre la surface radialement externe de l'encoche, et une partie de languette, prolongeant continûment la partie en U, plaquée et fixée contre la surface frontale du support.
[0009] Grâce à un tel dispositif anti-usure, il est possible de réparer facilement et efficacement une encoche de support usée. Il est également possible de mettre en place un tel dispositif anti-usure dès l'origine afin de faciliter la maintenance de la turbomachine. En effet, grâce à un tel dispositif anti-usure, en cas de frottements ou de vibrations entre le secteur et le support, l'encoche du support est protégée, seul le dispositif anti-usure s'usant le cas échéant. Or, le dispositif anti-usure peut être remplacé facilement, ce qui réduit drastiquement le temps et le coût de réparation.
[0010] De plus, grâce à la partie de languette plaquée et fixée contre la surface frontale du support, il est possible de maintenir efficacement le dispositif anti-usure en position plaquée au sein de l'encoche tout en offrant une accessibilité accrue permettant une fixation et un retrait du dispositif anti-usure facilités.
[0011] Le fait de fixer le dispositif anti-usure sur le support permet également de simplifier la nomenclature des pièces de la turbomachine et la logistique associée à la maintenance : en effet, ceci permet d'éviter d'assigner une référence individuelle au dispositif anti-usure.
[0012] Dans certains modes de réalisation, la partie en U du dispositif anti-usure est sous contrainte élastique. Ceci permet d'assurer un placage permanent de la partie en U contre la surface radialement externe de l'encoche.
[0013] Dans certains modes de réalisation, la paroi radialement interne de la partie en U du dispositif anti-usure forme, au repos, un premier angle compris entre 5° et 20°, de préférence entre 10° et 15°, avec la direction de la paroi radialement externe de la partie en U. Autrement dit, un tel angle apparaît lorsque le dispositif anti-usure n'est pas inséré dans l'encoche, par exemple avant la réparation du support ou après son extraction. Un tel angle est mesuré dans un plan axial. Il permet de générer la contrainte élastique mentionnée ci-dessus lorsque le dispositif anti-usure est mis en place dans l'encoche.
[0014] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure est sous contrainte élastique. Ceci permet de rappeler la partie en U du dispositif anti-usure vers le fond de l'encoche, stabilisant ainsi sa position.
[0015] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure forme, au repos, un deuxième angle compris entre 5° et 20°, de préférence entre 10° et 15°, avec la direction orthogonale à la paroi radialement externe de la partie en U. Autrement dit, un tel angle apparaît lorsque le dispositif anti-usure n'est pas inséré dans l'encoche, par exemple avant la réparation du support ou après son extraction. Un tel angle est mesuré dans un plan axial. Il permet de générer la contrainte élastique mentionnée ci-dessus lorsque le dispositif anti-usure est mis en place dans l'encoche.
[0016] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure est, au repos, sensiblement orthogonale à la paroi radialement interne de la partie en U.
[0017] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure prolonge continûment la partie en U radialement vers l'intérieur. Ainsi, la partie de languette est fixée sur la zone radialement intérieure de la surface frontale du support. Ceci facilite l'accès au dispositif anti-usure depuis l'intérieur de l'anneau, aide à plaquer la partie en U du dispositif anti-usure contre la surface radialement externe de l'encoche, et protège la surface frontale du support des frottements avec le secteur d'anneau. [0018] Dans certains modes de réalisation, un espace est laissé entre la partie en U du dispositif anti-usure et le fond de l'encoche du support. Cet espace permet de glisser un outil entre le dispositif anti-usure et le fond de l'encoche afin de faciliter l'extraction du dispositif anti-usure.
[0019] Dans certains modes de réalisation, un espace est laissé entre la partie en U du dispositif anti-usure et au moins une portion de la surface radialement interne de l'encoche du support. Ceci renforce le plaquage de la partie en U du dispositif anti-usure contre la surface radialement externe de l'encoche du support.
[0020] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure est fixée sur la surface frontale du support par des points de fixation. Ces points de fixation peuvent notamment avoir un diamètre inférieur à 1 mm, voire 0,5 mm. Ceci facilite la fixation du dispositif anti-usure mais également son retrait, de tels points de fixation étant faciles à rompre.
[0021] Dans certains modes de réalisation, les points de fixation sont répartis régulièrement le long de la partie de languette du dispositif anti-usure, notamment dans la direction circonférentielle.
[0022] Dans certains modes de réalisation, au moins une distance angulaire de 15°, de préférence 20°, sépare deux points de fixation. Eloigner les points de fixation permet de faciliter la rupture des points de fixation et donc le retrait du dispositif anti-usure.
[0023] Dans certains modes de réalisation, la partie de languette du dispositif anti-usure est fixée sur la surface frontale du support par soudure. Il peut notamment s'agir de points de soudure par décharge de condensateur. La soudure résiste en effet aux températures de fonctionnement élevées de la turbomachine et n'entraine que de faibles dispersions dimensionnelles.
[0024] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure est séparable du support sous l'effet d'une force d'arrachement manuelle. Il s'agit ainsi d'une force d'arrachement légère pour un opérateur, ce qui permet une maintenance facile et rapide. En particulier, il est possible de séparer le dispositif anti-usure par simple effet de levier en insérant un outil, telle une pointe de tournevis par exemple, entre le dispositif anti usure et le support. [0025] Dans certains modes de réalisation, l'épaisseur du dispositif anti-usure est comprise entre 0,1 mm et 1 mm, de préférence entre 0,2 mm et 0,6 mm. Ceci est compatible avec la taille habituelle des encoches des supports d'anneau de turbomachine.
[0026] Dans certains modes de réalisation, l'épaisseur du dispositif anti-usure est évolutive. En effet, il est préférable de réserver une épaisseur plus importante dans les zones de l'encoche contre lesquelles le secteur est amené à frotter et une épaisseur plus faible dans les autres zones pour réduire la probabilité d'un contact inopiné avec le secteur. Ainsi, en particulier, l'épaisseur de la paroi radialement interne de la partie en U du dispositif anti-usure peut être inférieure à l'épaisseur de la paroi radialement externe de la partie en U.
[0027] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure possède une dureté inférieure à celle du support. Ceci permet une usure préférentielle du dispositif anti-usure par rapport au support, préservant ainsi le support.
[0028] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure possède une dureté inférieure à celle du crochet du secteur. Ceci permet une usure préférentielle du dispositif anti-usure par rapport au crochet du support, préservant ainsi le crochet du support.
[0029] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure est réalisé en Inconel.
[0030] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure comprend un élément de base prenant la forme d'un profilé, de préférence du type clinquant. Ce clinquant est de préférence métallique. Cet élément de base peut posséder un nombre quelconque de caractéristiques parmi celles mentionnées ci-dessus.
[0031] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure comprend en outre un élément additionnel, en forme de U, prévu à l'intérieur de la partie en U de l'élément de base. Cet élément additionnel peut posséder un nombre quelconque de caractéristiques parmi celles mentionnées ci-dessus. Il est ainsi possible de dissocier certaines fonctions de l'élément de base et de l'élément additionnel et/ou offrir un comportement différencié vis-à-vis du support d'une part et du crochet du secteur d'autre part. En particulier, l'élément de base peut assurer les fonctions mécaniques de positionnement et de fixation du dispositif anti- usure tandis que l'élément additionnel peut assurer les fonctions d'usure préférentielle protégeant dès lors le crochet du secteur et l'encoche du support.
[0032] Dans certains modes de réalisation, l'élément additionnel prend la forme d'un profilé, de préférence du type clinquant, de préférence métallique, distinct de l'élément de base. L'élément additionnel peut donc être fabriqué de manière indépendante de l'élément de base puis assemblé avec ce dernier.
[0033] Dans certains modes de réalisation, l'élément additionnel est sous contrainte élastique. Ceci permet de plaquer l'élément additionnel contre la surface radialement externe de la partie en U de l'élément de base.
[0034] Dans certains modes de réalisation, l'élément additionnel prend la forme d'un revêtement déposé sur l'élément de base. Le dispositif anti-usure est ainsi monobloc.
[0035] Dans certains modes de réalisation, l'élément de base et l'élément additionnel forment deux couches d'un même profilé, de préférence du type clinquant. Le dispositif anti-usure est ainsi monobloc.
[0036] Dans certains modes de réalisation, l'épaisseur de l'élément additionnel est comprise entre 0,1 et 0,4 mm, de préférence entre 0,1 et 0,3 mm.
[0037] Dans certains modes de réalisation, l'élément additionnel possède une dureté inférieure à celle de l'élément de base. Ceci permet une usure préférentielle de l'élément additionnel par rapport au support, l'élément de base conservant une tenue mécanique supérieure.
[0038] Dans certains modes de réalisation, l'élément additionnel est réalisé en un alliage à base de nickel et/ou de cobalt. Il peut être muni d'un revêtement anti-usure, par exemple un dépôt à base de nickel et/ou de chrome.
[0039] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure est sectorisé. Chaque secteur peut notamment s'étendre sur un secteur angulaire compris entre 30 et 60°.
[0040] Dans certains modes de réalisation, le crochet du secteur est plaqué contre la surface radialement externe du dispositif anti-usure. On entend que ceci est réalisé au moins en fonctionnement. [0041] Dans certains modes de réalisation, l'anneau fait partie d'un compresseur, de préférence un compresseur haute pression. Il pourrait également s'agir d'un anneau de turbine. Il peut tout aussi bien être intégré dans une turbomachine à simple ou à double flux.
[0042] Le présent exposé concerne également une turbomachine, comprenant un anneau de turbomachine selon l'un quelconque des modes de réalisation précédents.
[0043] Le présent exposé concerne également un procédé de réparation d'un anneau de turbomachine, l'anneau de turbomachine comprenant un support, essentiellement cylindrique, comportant une surface frontale dans laquelle est pratiquée une encoche, ladite encoche ayant été au moins partiellement érodée, et un ou plusieurs secteurs formant une couronne configurée pour matérialiser un tronçon de veine d'air, chaque secteur comprenant une partie de crochet faisant saillie en direction du support et s'engageant dans l'encoche du support, le procédé de réparation comprenant les étapes suivantes : usinage des parois interne de l'encoche ; mise en place d'un dispositif anti-usure, possédant une partie en U et une partie de languette, dans l'encoche ainsi usinée ; fixation de la partie de languette du dispositif anti-usure sur la surface frontale du support.
[0044] Dans certains modes de réalisation, le dispositif anti-usure est conforme à l'un quelconque des modes de réalisation présentés ci- dessus.
[0045] Dans le présent exposé, les termes « axial », « radial », « tangentiel », « proximal », « distal » et leurs dérivés sont définis par rapport à l'axe principal de la turbomachine ; on entend par « plan axial » un plan passant par l'axe principal de la turbomachine et par « plan radial » un plan perpendiculaire à cet axe principal ; une surface « frontale » s'inscrit dans un plan radial ; enfin, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation de l'air dans la turbomachine.
[0046] Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit, d’exemples de réalisation de l'anneau de turbomachine et du procédé proposés. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
[0047] Les dessins annexés sont schématiques et visent avant tout à illustrer les principes de l'exposé.
[0048] Sur ces dessins, d'une figure (FIG) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. En outre, des éléments (ou parties d'élément) appartenant à des exemples de réalisation différents mais ayant une fonction analogue sont repérés sur les figures par des références numériques incrémentées de 100, 200, etc.
La FIG 1 est un plan en coupe d'une turbomachine selon l'exposé.
La FIG 2 est une vue en coupe d'un premier exemple d'anneau de turbomachine.
La FIG 3 est un agrandissement de la zone III de la FIG 2.
La FIG 4 est une vue en coupe du dispositif anti-usure du premier exemple.
La FIG 5 illustre un deuxième exemple de dispositif anti-usure.
DESCRIPTION DETAILLEE D’EXEMPLE(S) DE REALISATION
[0049] Afin de rendre plus concret l'exposé, des exemples d'anneau de turbomachine sont décrits en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Il est rappelé que l'invention ne se limite pas à ces exemples.
[0050] La FIG 1 représente, en coupe selon un plan vertical passant par son axe principal A, un turboréacteur à simple flux 1 selon l'exposé. Il comporte, d'amont en aval selon la circulation du flux d'air, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7.
[0051] La FIG 2 illustre une portion du stator du compresseur haute pression 4. Sur cette figure, deux anneaux de compresseur 30 selon un premier exemple de réalisation sont visibles. Chaque anneau de compresseur 30 comprend un support d'anneau amont 31m et un support d'anneau aval 31v, généralement cylindriques et faisant partie intégrante du carter du compresseur 4 : ils forment chacun une paroi de veine faisant face à une roue aubagée. Chaque anneau de compresseur 30 comprend en outre une couronne de secteurs d'anneau 32 fixés sur les supports d'anneau 31m, 31v : ils complètent la paroi de veine d'air du compresseur 4 et portent des aubes fixes 32a.
[0052] Chaque secteur d'anneau 32 est fixé sur les supports d'anneau 31m, 31v à l'aide de dispositifs d'accrochage 33m et 33v prévus à chaque extrémité axiale du secteur d'anneau 32.
[0053] Plus précisément, chaque secteur d'anneau 32 comprend à chacune de ses extrémités axiales un crochet 34 s'étendant en direction du support adjacent 31m, 31v et pénétrant dans une encoche 35 du support 31m, 31v.
[0054] Comme cela est mieux visible sur la FIG 3, l'encoche 35 est pratiquée dans la surface frontale 36 de chaque support 31m, 31v : elle s'étend continûment dans la direction circonférentielle ; ses parois radialement externe 35s et radialement interne 35p sont parallèles.
[0055] Un dispositif anti-usure 40 est mis en place dans cette encoche 35. Le dispositif anti-usure 40, visible sur la FIG 4 dans son état initial au repos, comprend une partie en U 41 et un partie de languette 42. Le dispositif anti-usure 40 est un profilé en arc de cercle s'étendant de manière continue et invariante dans la direction circonférentielle : sur la FIG 4, il est représenté en coupe selon un plan transversal, c'est-à-dire un plan axial dans le référentiel de la turbomachine 1. Dans le présent exemple, le dispositif anti-usure 40 est sectorisé, chaque secteur s'étendant sur un arc de même longueur ; toutefois, dans d'autres exemples, il pourrait être complètement annulaire, fendu ou non. Dans le présent exemple, le dispositif anti-usure 40 est réalisé en un alliage à base de nickel et/ou de cobalt doté d'un revêtement anti-usure : il possède une dureté inférieure à la fois au support 31m, 31v et au crochet 34 du secteur 32.
[0056] La partie en U 41 comprend une paroi radialement externe 41d, une paroi de fond 41f et une paroi radialement interne 41p agencées sensiblement en forme de U les unes par rapport aux autres. Plus précisément, la paroi de fond 41f prolonge la paroi radialement externe 41d orthogonalement. En revanche, la paroi radialement interne, prolongeant la paroi de fond 41f, forme un angle l non nul par rapport à la direction de la paroi radialement externe 41d, c'est-à-dire la direction axiale. Dans le présent exemple, cet angle l vaut environ 12°. [0057] La partie de languette 42 comprend pour sa part une unique paroi prolongeant la paroi radialement interne 41p de la partie en U 41 : elle forme un angle m par rapport à la direction normale à la paroi radialement externe 41d, c'est-à-dire par rapport à la direction radiale. Dans le présent exemple, cet angle m vaut environ 12°.
[0058] La partie en U 41 est engagée dans l'encoche 35 tandis que la partie de languette 42 est plaquée et fixée contre la zone radialement interne 36a de la surface frontale 36 à l'aide de points de soudure 37 réalisés par décharge de condensateur. Comme la distance entre les extrémités des parois radialement externe 41d et radialement interne 41p de la partie en U 41 du dispositif anti-usure 40 est supérieure à la largeur de l'encoche 35, la partie en U 41 est maintenue sous contrainte élastique au sein de l'encoche 35 et sa paroi radialement externe 41d est plaquée élastiquement contre la surface radialement externe 35d de l'encoche 35. De plus, les longueurs des parois radialement externe 41d et radialement interne 41p de la partie en U 41 du dispositif anti-usure 40 sont inférieures à la profondeur de l'encoche 35 de telle sorte qu'un espace 38 subsiste entre la paroi de fond 41f de la partie en U 41 et le fond 35f de l'encoche 35.
[0059] On note alors que le crochet 34 du secteur 32 pénètre dans l'encoche 35 protégée par le dispositif anti-usure 40 et se retrouve en position plaquée contre la paroi radialement externe 41d de la partie en U 41 du dispositif anti-usure 40 pendant le fonctionnement de la turbomachine 1, un espace étant laissé entre le crochet 34 et les parois de fond 41f et radialement interne 41p de la partie en U 41 du dispositif antiusure 40.
[0060] Un exemple de procédé de réparation de turbomachine selon l'exposé va maintenant être décrit. Il a pour but de réparer une turbomachine 1 dans laquelle l'encoche 35 d'un ou plusieurs supports 31m, 31v du compresseur haute pression 4 a été usée et dégradée suite au frottement du crochet 34 d'un secteur 32 dans cette dernière. Concrètement, dans une telle encoche usée, les cotes de l'encoche ainsi que l'état de surface de ses parois internes sont dégradées.
[0061] Le procédé de réparation comprend alors une étape d'usinage des parois internes de l'encoche usée sur une profondeur suffisante pour éliminer les défauts et lisser les parois internes de sorte à obtenir les côtes originales à un retrait déterminé près, par exemple 0,2 mm ou 0,4 mm.
[0062] Un dispositif anti-usure 40 tel que décrit ci-dessus, et dont l'épaisseur des parois de la partie en U correspond à la profondeur de ce retrait déterminé, est alors inséré dans l'encoche 35 ainsi usinée afin de restaurer ses côtes initiales.
[0063] La partie de languette 42 du dispositif anti-usure 40 est alors fixée sur la zone radialement interne 36a de la surface frontale 36 par des points de soudure 37 réalisés par décharge de condensateur.
[0064] L'anneau de compresseur 30 est ainsi réparé.
[0065] Une fois le dispositif anti-usure 40 ainsi installé, le crochet 34 du secteur 32 use le dispositif anti-usure 40 mais n'endommage plus l'encoche 35 du support 31m, 31v.
[0066] Dès lors, si le dispositif anti-usure 40 atteint un niveau d'usure trop important, il suffit de le retirer et le remplacer par un dispositif anti-usure 40 neuf pour réparer l'anneau de compresseur 30. Ceci peut s'effectuer très facilement en insérant un outil dans S'espace 38 situé entre le dispositif anti-usure 40 et !e fond 35f de l'encoche 35 et en faisant levier pour rompre les points de soudure 37 de proche en proche. Le nouveau dispositif anti-usure 40 peut alors être mis en place dans l'encoche 35 et fixé sur la surface frontale 36 à la place du dispositif antiusure 40 usé.
[0067] La FIG 5 illustre un deuxième exemple d'anneau de turbomachine 130. Ce deuxième exemple est tout à fait analogue au premier exemple si ce n'est que ie dispositif anti-usure 140 est différent,
[0068] Dans ce deuxième exemple, le dispositif anti-usure 140 comprend un élément de base 149 et un élément additionnel 159. L'élément de base 149 est conformé de manière tout à fait analogue au dispositif anti-usure 40 du premier exemple si ce n'est que son épaisseur est plus faible.
[0069] L'élément additionnel 159 est un profilé en arc de cercle s'étendant de manière continue et invariante dans la direction circonférentielle : sur ia FIG 5, il est représenté en coupe selon un pian transversal, c'est-à-dire un plan axial dans ie référentiel de la turbomachine. Il prend une forme de U complémentaire à la partie en U 141 de l'élément de base 149. Ainsi, au repos, la paroi radialement interne 15 lp de l'élément additionnel 159 forme également un angle l avec la direction de sa paroi radialement externe 15 ld, c'est-à-dire avec la direction axiale, de telle sorte que l'élément additionnel et maintenu en compression élastique au sein de l'élément de base 149 lorsque ce dernier est engagé dans l'encoche 135 du support 131v.
[0070] Dans le présent exemple, l'élément de base 149 du dispositif anti-usure 140 est réalisé un alliage à base de nickel et/ou de cobalt tandis que l'élément additionnel 159 est réalisé en un alliage à base de nickel et/ou de cobalt: l'élément additionnel 159 possède une dureté inférieure à la fois à l'élément de base 159 et au crochet 134 du secteur 132.
[0071] Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l’invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
[0072] Il est également évident que toutes les caractéristiques décrites en référence à un procédé sont transposables, seules ou en combinaison, à un dispositif, et inversement, toutes les caractéristiques décrites en référence à un dispositif sont transposables, seules ou en combinaison, à un procédé.

Claims

REVENDICATIONS
1. Anneau de turbomachine, comprenant
un support (31v), essentiellement cylindrique prévu pour s'étendre autour d'une direction axiale (A) de la turbomachine, le support (31v) comportant une surface frontale (36) dans laquelle est pratiquée une encoche (35), l'encoche (35) comprenant une surface radialement interne (35i), un fond (35f) et une surface radialement externe (35d),
un ou plusieurs secteurs (32) formant une couronne configurée pour matérialiser un tronçon de veine d'air, chaque secteur (32) comprenant une partie de crochet (34) faisant saillie en direction du support (31v) et s'engageant dans l'encoche (35) du support (31v), et
un dispositif anti-usure (40) possédant une partie en U (41), prévue dans l'encoche (35) du support (31v) et plaquée au moins contre la surface radialement externe (35d) de l'encoche (35), et une partie de languette (42), prolongeant continûment la partie en U (41), plaquée et fixée contre la surface frontale (36) du support (31v).
2. Anneau selon la revendication 1, dans lequel la partie en U (41) du dispositif anti-usure (40) est sous contrainte élastique.
3. Anneau selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la partie de languette (42) du dispositif anti-usure (40) est sous contrainte élastique.
4. Anneau selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel un espace (38) est laissé entre la partie en U (41) du dispositif antiusure (40) et le fond (35f) de l'encoche (35) du support (31v).
5. Anneau selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la partie de languette (42) du dispositif anti-usure (40) est fixée sur la surface frontale (36) du support (31v) par des points de soudure (37).
6. Anneau selon la revendication 5, dans lequel les points de soudure (37) sont du type obtenus par décharge de condensateur.
7. Anneau selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l'épaisseur du dispositif anti-usure (40) est comprise entre 0,1 mm et 1 mm, de préférence entre 0,2 mm et 0,6 mm.
8. Anneau selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le dispositif anti-usure (40) possède une dureté inférieure à celle du support (31v) et inférieure à celle du crochet (34) du secteur (32).
9. Anneau selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le dispositif anti-usure (140) comprend un élément de base (149), prenant la forme d'un profilé ayant une partie en U (141) et une partie de languette (142), et un élément additionnel (159), en forme de U, prévu à l'intérieur de la partie en U (141) de l'élément de base (149),
dans lequel l'élément additionnel (159) possède une dureté inférieure à celle de l'élément de base (149).
10. Anneau selon la revendication 9, dans lequel l'élément additionnel (159) prend la forme d'un profilé distinct de l'élément de base (149), ou d'un revêtement déposé sur l'élément de base (149), ou encore d'une couche formant un même profilé avec l'élément de base (149).
11. Turbomachine, comprenant un anneau de turbomachine (30) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
12. Procédé de réparation d'un anneau de turbomachine, l'anneau de turbomachine (30) comprenant
un support (31v), essentiellement cylindrique, comportant une surface frontale (36) dans laquelle est pratiquée une encoche (35), ladite encoche (35) ayant été au moins partiellement érodée, et
un ou plusieurs secteurs (32) formant une couronne configurée pour matérialiser un tronçon de veine d'air, chaque secteur (32) comprenant une partie de crochet (34) faisant saillie en direction du support (31v) et s'engageant dans l'encoche (35) du support (31v),
le procédé de réparation comprenant les étapes suivantes :
usinage des parois interne de l'encoche (35) ;
mise en place d'un dispositif anti-usure (40), possédant une partie en U (41) et une partie de languette (42), dans l'encoche (35) ainsi usinée ; fixation de la partie de languette (42) du dispositif anti-usure (40) sur la surface frontale (36) du support (35).
EP19703160.2A 2018-01-16 2019-01-09 Anneau de turbomachine Active EP3740658B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1800060A FR3076852B1 (fr) 2018-01-16 2018-01-16 Anneau de turbomachine
PCT/FR2019/050035 WO2019141918A1 (fr) 2018-01-16 2019-01-09 Anneau de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3740658A1 true EP3740658A1 (fr) 2020-11-25
EP3740658B1 EP3740658B1 (fr) 2024-05-29

Family

ID=62528519

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19703160.2A Active EP3740658B1 (fr) 2018-01-16 2019-01-09 Anneau de turbomachine

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11566540B2 (fr)
EP (1) EP3740658B1 (fr)
CN (1) CN111615585B (fr)
FR (1) FR3076852B1 (fr)
WO (1) WO2019141918A1 (fr)

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3815977A1 (de) * 1988-05-10 1989-11-30 Mtu Muenchen Gmbh Folienzwischenlage zur fuegung von reibkorrosionsgefaehrdeten maschinenbauteilen
US6733234B2 (en) * 2002-09-13 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Biased wear resistant turbine seal assembly
FR2899271B1 (fr) * 2006-03-29 2008-05-30 Snecma Sa Ensemble d'une aube et d'une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l'ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l'ensemble
FR2938872B1 (fr) * 2008-11-26 2015-11-27 Snecma Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique
GB2477825B (en) * 2010-09-23 2015-04-01 Rolls Royce Plc Anti fret liner assembly
US8920112B2 (en) * 2012-01-05 2014-12-30 United Technologies Corporation Stator vane spring damper
US8899914B2 (en) * 2012-01-05 2014-12-02 United Technologies Corporation Stator vane integrated attachment liner and spring damper
FR2986836B1 (fr) * 2012-02-09 2016-01-01 Snecma Tole annulaire anti-usure pour une turbomachine
US9353649B2 (en) * 2013-01-08 2016-05-31 United Technologies Corporation Wear liner spring seal
FR3003301B1 (fr) * 2013-03-14 2018-01-05 Safran Helicopter Engines Anneau de turbine pour turbomachine
FR3036436B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
DE102015118090A1 (de) * 2015-10-23 2017-04-27 Kendrion (Villingen) Gmbh Elektromagnetisches Ventil

Also Published As

Publication number Publication date
EP3740658B1 (fr) 2024-05-29
FR3076852A1 (fr) 2019-07-19
FR3076852B1 (fr) 2020-01-31
US11566540B2 (en) 2023-01-31
CN111615585B (zh) 2023-02-10
CN111615585A (zh) 2020-09-01
WO2019141918A1 (fr) 2019-07-25
US20200392871A1 (en) 2020-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3870807B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés
CA2730966C (fr) Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris
EP2459884B1 (fr) Secteur de virole exterieure pour couronne aubagee de stator de turbomachine d'aeronef, comprenant des cales amortisseuses de vibrations
CA2931044C (fr) Dispositif pour le centrage et le guidage en rotation d'un arbre de turbomachine comprenant des moyens de retention de bague exterieure de palier
EP2603670B1 (fr) Dispositif de blocage d'un pied d'une aube de rotor
EP3759319B1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
EP2809954B1 (fr) Procédé de réparation de marques d'usure sur un rotor portant la soufflante d'un turboréacteur
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
EP1598524B1 (fr) Procédé d'assemblage de disques aubagés monoblocs et dispositif d'amortissement des vibrations des aubes de ces disques
FR2991386A1 (fr) Turbomachine comportant des moyens de fixation amont d'un tube de deshuilage
FR3056427A1 (fr) Procede d'usinage par tournage d'une piece de turbomachine
FR2993599A1 (fr) Disque labyrinthe de turbomachine
EP3740658B1 (fr) Anneau de turbomachine
FR2942638A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine
FR2905139A1 (fr) Aube de rotor d'une turbomachine
FR2960463A1 (fr) Procede de reparation d'une bride d'un carter
FR3100560A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
CA2952750C (fr) Procede de realisation et de reparation d'un organe de turbomachine et organe de turbomachine associe
FR3065481A1 (fr) Ensemble pour turbine, notamment pour une turbomachine
FR2948737A1 (fr) Secteur de virole exterieure pour couronne aubagee de stator de turbomachine d'aeronef, comprenant des cales amortisseuses de vibrations
EP4248065B1 (fr) Ensemble d'éléments de rotor de turbomachine équipé de dispositf d'étanchéité
FR3015554A1 (fr) Secteur d'anneau de turbine pour turbomachine d'aeronef, presentant des orifices de prehension ameliores
FR3073003B1 (fr) Capuchon amovible anti-usure pour secteur de redresseur
FR3163103A1 (fr) Roue mobile aubagee de module de turbomachine d’aeronef, presentant une fonction amelioree de retention axiale d’aubes
FR3163104A1 (fr) Disque pour une roue mobile aubagee de module de turbomachine d’aeronef, realise a l’aide de plusieurs parties de disque en des materiaux differents

Legal Events

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

Free format text: STATUS: UNKNOWN

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: 20200713

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

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: 20210825

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

GRAJ Information related to disapproval of communication of intention to grant by the applicant or resumption of examination proceedings by the epo deleted

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSDIGR1

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

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20231031

INTC Intention to grant announced (deleted)
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: 20240105

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: CH

Ref legal event code: EP

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: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602019052875

Country of ref document: DE

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: 20240529

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: 20240929

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

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: 20240529

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

Ref country code: FI

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: 20240529

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: 20240529

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: 20240830

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1690813

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20240529

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: 20240529

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: 20240529

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

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: 20240529

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

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: 20240529

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

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: 20240529

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: 20240829

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: 20240529

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: 20240929

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: 20240529

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: 20240830

Ref country code: FI

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: 20240529

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: 20240529

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: 20240529

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: 20240529

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: 20240829

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: 20240529

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: 20240529

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

Ref country code: DK

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: 20240529

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

Ref country code: EE

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: 20240529

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

Ref country code: CZ

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: 20240529

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

Ref country code: SK

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: 20240529

Ref country code: RO

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: 20240529

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

Ref country code: SM

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: 20240529

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

Ref country code: SM

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: 20240529

Ref country code: SK

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: 20240529

Ref country code: RO

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: 20240529

Ref country code: EE

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: 20240529

Ref country code: DK

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: 20240529

Ref country code: CZ

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: 20240529

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

Ref country code: IT

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: 20240529

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602019052875

Country of ref document: DE

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

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

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

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

Ref country code: SI

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: 20240529

26N No opposition filed

Effective date: 20250303

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

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: 20240529

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

Ref country code: MC

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: 20240529

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250109

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

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250131

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

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250131

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20250131

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

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250109

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20260122

Year of fee payment: 8

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20260120

Year of fee payment: 8

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20260123

Year of fee payment: 8

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

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20240529