EP3870807A1 - Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés

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EP3870807A1
EP3870807A1 EP19842803.9A EP19842803A EP3870807A1 EP 3870807 A1 EP3870807 A1 EP 3870807A1 EP 19842803 A EP19842803 A EP 19842803A EP 3870807 A1 EP3870807 A1 EP 3870807A1
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EP
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ring
radial
sector
turbine
rectilinear
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Antoine Claude Michel Etienne Danis
Sébastien Serge Francis CONGRATEL
Clément Jean Pierre DUFFAU
Lucien Henri Jacques QUENNEHEN
Nicolas Paul TABLEAU
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • the invention relates to a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors of ceramic matrix composite material as well as a ring support structure.
  • gas turbine aeronautics 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 therefore to increase the performance of the turbomachines.
  • the use of CMC materials advantageously makes it possible to reduce the mass of the turbomachines and to reduce the effect of hot expansion encountered with metal parts.
  • the existing solutions proposed can implement an assembly of a CMC ring sector with metal attachment parts of a ring support structure, these attachment parts being subjected to the hot flow. Consequently, these metal attachment parts undergo hot expansion, which can lead to mechanical stressing of the ring sectors in CMC and to embrittlement of the latter.
  • the ring is clamped between two metal tabs.
  • the downstream tab is directly linked to the casing, describing a one-piece ring, ensuring increased tightness compared to a solution with sectorized spacer.
  • the upstream tab includes a sectored flange screwed onto the casing.
  • These two metal tabs include a lip in order to better control the ring / casing seal. For each ring sector, this lip is rectilinear so that there is always a linear contact, and thus a good seal, even if the ring tilts.
  • Another flange is dedicated to the resumption of the effort of the high pressure distributor (DHP effort). It allows the DHH effort to be taken up and transferred directly to the casing, without passing the efforts through the ring in CMC.
  • DHP effort high pressure distributor
  • a pre-tightening is carried out during assembly. This pre-tightening makes it possible to make up for the axial differential expansion between the CMC ring and the metallic parts in contact.
  • the invention aims to propose a set of turbine rings allowing the maintenance of 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 to the ring, to deform under the effects of temperature rises and pressure variations, and this in particular
  • 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 has, according to a cutting plane defined by an axial direction and a radial direction of the turbine ring, and orthogonal to a circumferential direction of the turbine ring, an annular base portion with, in the radial direction of the turbine ring, an internal face defining the internal face of the turbine ring and an external face from which project first and second hooking lugs.
  • the ring support structure comprises a central ferrule from which project first and second radial flanges projecting between which the first and second hooking lugs of each ring sector are held, and an annular flange comprising a first free end in abutment against the first attachment tab and a second end opposite the first end and cooperating with the first radial flange of the central ferrule of the ring support structure.
  • Each ring sector extends between a first circumferential end and a second circumferential end each intended to be opposite another ring sector in the circumferential direction, and comprising rectilinear bearing surfaces mounted on the faces of the first and second hooking lugs in contact respectively with the second annular flange and the annular flange and extending in a tangent to the circumferential direction between the first and second circumferential ends of the ring sector.
  • the rectilinear bearing surfaces of each ring sector have, along the tangent to the direction
  • a thickness variable in the axial direction with a minimum thickness at the first and second circumferential ends of the ring sector and a maximum thickness in a middle portion of the rectilinear support.
  • the geometrical conformation of the rectilinear bearing surfaces makes it possible to standardize the distribution of the contact forces between the sectored CMC rings and the annular ring support structure.
  • the bending of the straight supports allows on the one hand to lower the maximum stress level in the CMC ring by 80% during assembly and by 20% in operation, compared to a solution, for an equivalent mass, with a straight rectilinear support, i.e. -to say a rectilinear support having a thickness in the axial direction which is uniform along the tangent to the circumferential direction.
  • the rounded shapes of the rectilinear supports can be produced by electro-erosion (EDM).
  • the "bending" value ie the distance between the highest point and the lowest point of the support.
  • the value is between 0.1 and 0.5mm.
  • the ring sectors can be made of a ceramic matrix composite material (CMC).
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the rectilinear bearing surfaces can be electro-eroded surfaces, that is to say made by electro-erosion.
  • the difference between said maximum thickness and said minimum thickness of the straight bearing surfaces can be 0.1 mm.
  • the minimum thickness of the straight bearing surfaces can be less than 0.1 mm.
  • the shape of the bending which corresponds to the value of the radius, may vary depending on the deformations sought.
  • the rectilinear bearing surfaces can form a strip extending along said tangent to the circumferential direction (D c ) and in the radial direction, the rectilinear bearing surfaces having a height extending in the radial direction of between 0.5 and 5 mm.
  • the rectilinear bearing surfaces of each ring sector may comprise, in the radial direction, a first radial end and a second radial end, and have, along the radial direction, a variable thickness in the axial direction with a minimum thickness at the radial ends of the ring sector and a maximum thickness in a median portion of the rectilinear support.
  • the rectilinear bearing surfaces may have a first axis of symmetry parallel to the radial direction and a second axis of symmetry parallel to the tangent to the direction
  • the ring sector can have a section in Greek letter pi (p) inverted according to the cutting plane defined by the axial direction and the radial direction, and the assembly may include, for each ring sector, at least three pins for radially maintaining the ring sector in position, the first and second hooking lugs of each ring sector each comprising a first end integral with the external face of the annular base, a second free end, at least three ears for receiving said at least three pins, at least two ears projecting from the second end of one of the first or second legs
  • each receiving ear comprising an orifice for receiving one of the pawns.
  • the ring sector may have, over at least one radial range of the ring sector, an O-section along the cutting plane defined by the axial direction and the radial direction, the first and second hooking tabs each having a first end secured to the external face and a second free end, and each ring sector comprising a third and a fourth hooking tabs each extending in the axial direction of the turbine ring, between a second end of the first hooking lug and a second end of the second hooking lug, each ring sector being fixed to the structure of ring support by a fixing screw comprising a screw head in abutment against the ring support structure and a thread cooperating with a thread produced in a fixing plate, the fixing plate cooperating with the third and fourth legs d 'hanging.
  • the ring sector further comprises radial pins extending between the central ferrule and the third and fourth hooking lugs.
  • Another object of the invention provides a turbomachine comprising a turbine ring assembly as defined above.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of a first embodiment of a turbine ring assembly according to the invention.
  • Figure 2 is a schematic exploded perspective view of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • Figure 3 is a schematic sectional view of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • Figure 4 is a schematic sectional view along a first section plane of a rectilinear support of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • FIG. 5 schematically represents a sectional view of a rectilinear support of the turbine ring assembly according to a second cutting plane, according to an alternative embodiment.
  • Figure 6 shows a schematic sectional view of a second embodiment of the turbine ring assembly.
  • FIG. 1 shows a high pressure turbine ring assembly comprising a turbine ring 1 of ceramic matrix composite material (CMC) and a metal ring support structure 3.
  • the turbine ring 1 surrounds a set of rotating blades (not shown).
  • the turbine ring 1 is formed from 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.
  • FIG. 1 is a partial view of the 'turbine ring 1 which is actually a complete ring.
  • each ring sector 10 has, along a plane defined by the axial directions D A and radial D R , a section
  • the section in fact comprises an annular base 12 and radial lugs for hooking upstream and downstream,
  • upstream and downstream are used here with reference to the direction of flow of the gas flow in the turbine represented by the arrow F in FIG. 1.
  • the legs of the ring sector 10 could have another shape, the section of the ring sector having a shape other than p, such as for example an O shape.
  • the annular base 12 comprises, in the radial direction D R of the ring 1, an internal face 12a and an external face 12b opposite one another.
  • the internal face 12a of the annular base 12 is coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal barrier and intended to cooperate with the rotary blades of the turbine.
  • the terms "internal” and “external” are used here with reference to the radial direction D R in the turbine.
  • the upstream and downstream hooking radial lugs 14 and 16 extend in projection, in the direction D R , from the external face 12b of the annular base 12 at a distance from the upstream and downstream ends 121 and 122 of the annular base 12.
  • the upstream and downstream radial lugs 14 and 16 extend over the entire width of the ring sector 10, that is to say over the entire arc of a circle described by the ring sector 10 , or even over the entire circumferential length of the ring sector 10.
  • the portion of the turbine ring 1 shown comprises a complete ring sector 10 surrounded by two half ring sectors 10.
  • the complete ring sector is referenced 10a and the half ring sectors are referenced 10b in FIG. 2.
  • the ring sectors will subsequently be referenced 10 to denote both 10a and 10b.
  • the ring support structure 3 which is integral with a turbine casing comprises a central ferrule 31, extending in the axial direction D A , and having an axis of revolution coincides with the axis of revolution of the turbine ring 1 when they are fixed together, as well as 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 annular radial 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 DR, from the central ferrule 31 towards the center of the ring 1. It comprises a first free end 361 and a second end 362 integral with the central ferrule 31.
  • the second annular radial flange 36 has 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 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 annular radial flange 36 is in contact with the radial flange of downstream attachment 16.
  • the first portion 363 and the third portion 365 have an increased thickness compared to that of the second portion 364 to provide increased rigidity to the second radial flange by r contribution to the upstream part comprising in particular the first radial flange 32, so as to reduce the axial leaks of the ring in the case of a rectilinear support.
  • the first annular radial flange 32 extends in the circumferential direction of the ring 1 and, in the radial direction DR, from the central ferrule 31 towards the center of the ring 1. It comprises a first free end 321 and a second end 322 secured to the central ferrule 31.
  • the turbine ring assembly 1 comprises a first annular flange 33 and a second annular flange 34, the two annular flanges 33 and 34 being detachably fixed on the first annular radial flange 32.
  • the first and second annular flanges 33 and 34 are arranged upstream of the turbine ring 1 relative to the direction F of flow of the gas flow in the turbine.
  • the first annular flange 33 is disposed downstream of the second annular flange 34.
  • the first annular flange 33 is in one piece while the second annular flange 34 can be sectorized into a plurality of annular sectors of the second flange 34 or be in a single room. Integrating a first annular flange in a single piece, in other words not sectorized, makes it possible to ensure axial sealing between the ring sectorized in CMC and the annular casing, in particular by avoiding inter-sector leaks compared to a case where the first upstream flange is sectorized.
  • the first annular flange 33 has a first free end 331 and a second end 332 removably attached to the ring support structure 3, and more particularly to the first annular radial flange 32.
  • the first annular flange 33 has a first portion 333 and a second portion 334, the first portion 333 extending between the first end 331 and the second portion 334, and the second portion 334 extending between the first portion 333 and the second end 332.
  • the second annular flange 34 has a first free end 341 and a second end 342 opposite the first end 341 and in contact with the central crown 31.
  • the second end 342 of the second annular flange 34 is also detachably fixed to the structure of ring support 3, and more particularly to the first annular radial flange 32.
  • the second annular flange 34 further comprises a first portion 343 and a second portion 344, the first portion 343 extending between the first end 341 and the second portion 344, and the second portion 344 extending between the first portion 343 and the second end 342.
  • the first portion 333 of the first upstream flange 33 is supported on the upstream radial hooking lug 14 of the ring sector 10.
  • the first and second upstream flanges 33 and 34 are shaped to have the first portions 333 and 343 axially distant l 'from each other and the second portions 334 and 344 in contact, the two flanges 33 and 34 being detachably fixed on the flange upstream annular radial 32 using screws 60 and nuts 61 for fixing, the screws 60 passing through orifices 3340, 3440 and 320 provided respectively in the second portions 334 and 344 of the two upstream flanges 33 and 34 as well as in the upstream annular radial flange 32.
  • the first portion 333 of the first annular flange 33 is in abutment against the upstream radial hooking lug 14 of each of the ring sectors 10 making up the turbine ring 1, and the second portion 334 of the first annular flange 34 is in abutment against at least part of the first annular radial flange 32.
  • the second annular flange 34 is dedicated to the resumption of the force of the high pressure distributor (DHP) on the ring assembly 1 by passing this force towards the casing line which is more mechanically robust, that is to say say towards the line of the ring support structure 3 as illustrated by the force arrows E shown in FIG. 3.
  • the residual force, which passes through the first upstream flange 33 is reduced since the first portion 333 of the first upstream flange 33 has a reduced section, and is therefore more flexible, which allows a minimum of effort to be applied to the ring 1 CMC.
  • the second annular radial flange 36 of the ring support structure 3 is separated from the first annular flange 33 by a distance corresponding to the spacing of the upstream and downstream hooking radial lugs 14 and 16 so as to maintain the latter between the first annular radial flange 32 and the second annular radial flange 36.
  • the ring assembly comprises two first pins 19 cooperating with the upstream hooking lug 14 and the first annular flange 33, and two second pins 20 cooperating with the tab
  • each of the upstream and downstream hooking radial lugs 14 and 16 comprises a first end, 141 and 161, integral with the external face 12b of the annular base 12 and a second end, 142 and 162, free.
  • the second end 142 of the upstream radial hooking lug 14 comprises two first ears 17 each comprising an orifice 170 configured to receive a first pin 1 19.
  • the second end 162 of the downstream radial hooking lug 16 comprises two second ears 18 each comprising an orifice 180 configured to receive a second pin 20.
  • the first and second ears 17 and 18 extend projecting in the radial direction D R of the turbine ring 1 respectively of the second end 142 of the upstream radial hooking lug 14 and of the second end 162 of the downstream radial hooking lug 16.
  • the holes 170 and 180 can be circular or oblong.
  • the set of orifices 170 and 180 comprises a portion of circular orifices and a portion of oblong orifices. Circular holes allow indexing
  • a first drilling pattern for a case with three ears, would include a circular radial orifice on a radial flange
  • a second drilling scheme for a case with at least four ears, would include a circular orifice and an oblong orifice by radial attachment flange facing each other.
  • Other ancillary cases can also be envisaged.
  • 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 relative to the axis of revolution of the turbine ring 1.
  • Each ring sector 10 further comprises rectilinear bearing surfaces 1 10 mounted on the faces of the upstream and downstream hooking radial lugs 14 and 16 in contact respectively with the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36, that is to say on the upstream face 14a of the radial lug
  • the rectilinear supports 1 10 make it possible to have controlled sealing zones. Indeed, the bearing surfaces 1 10 between the upstream radial lug 14 and the first annular flange 33, on the one hand, and between the downstream radial lug 16 and the second annular radial flange 36 are included in the same rectilinear plane.
  • FIG. 4 represents
  • each rectilinear support 1 10 comprises a thickness measured in the axial direction D A which varies along the rectilinear support 1 10 in the direction of the tangent to the circumferential direction D c .
  • the thickness measured is minimum at the ends of the rectilinear support 110 and maximum in a median region 1 10m from the rectilinear support 1 10.
  • the ends of the rectilinear support 1 10 are located on either side of the sector d ring 10 in the circumferential direction D c , each end of the ring sector 10a being opposite another ring sector 10b.
  • the ends of the rectilinear support 1 10 of a ring sector 10 are adjacent, or even combined with the circumferential ends 102 and 104 of the ring sector 10.
  • the minimum thickness of the rectilinear supports 110 is less than 0.1 mm and the difference between the maximum thickness and the minimum thickness of the rectilinear support surfaces 1 10 is 0.1 mm.
  • FIG. 5 schematically represents a view of a rectilinear support of the turbine ring assembly according to a section plane orthogonal to the direction
  • the rectilinear supports 1 10 form a strip extending along the tangent to the circumferential direction D c and in the radial direction DR.
  • the rectilinear supports 1 10 may include a uniform thickness in the radial direction, or, as illustrated in Figure 5, a variable thickness in the radial direction DR.
  • the rectilinear supports 1 10 comprise, in the radial direction DR, a first radial end 1 12 and a second radial end 114, and have, along the radial direction DR, a variable thickness in the axial direction D A with a minimum thickness at the radial ends 1 12 and 1 14 of the ring sector 10 and a maximum thickness in a middle portion 116 of the rectilinear support 1 10.
  • the radial retention of the ring 1 is ensured by the first annular flange 33 which is pressed against the first annular radial flange 32 of the ring support structure 3 and on the upstream radial hooking lug 14.
  • the first annular flange 33 seals between the vein cavity and the cavity outside the vein of the ring.
  • the second annular flange 34 provides the connection between the downstream part of the DHP, the ring support structure 3, or casing, by radial surface contact, and the first annular flange 33 by axial surface contact.
  • the ring support structure 3 further comprises radial pins 38 which allow the ring to be pressed in the low radial position, that is to say towards the vein, in a deterministic manner. There is indeed a clearance between the axial pins and the bores on the ring to compensate for the differential expansion between the metal and the CMC elements which takes place when hot.
  • the radial pins 38 cooperate with orifices 380 produced in the radial direction DR in the central ring 31 of the ring support structure 3.
  • Figure 6 is presented a schematic sectional view of a third embodiment of the turbine ring assembly.
  • the third embodiment illustrated in FIG. 8 differs from the first embodiment illustrated in FIGS. 2 to 6 in that the ring sector 10 has in the plane defined by the axial directions D A and radial D R , on a part of the ring sector 10, an O-shaped section instead of an inverted p-shaped section, the ring section 10 being fixed to the ring support structure 3 using a screws 19 and a fixing piece 20, the screws 38 being removed.
  • the ring sector 10 comprises an axial latching lug 17 'extending between the upstream and downstream latching lugs 14 and 16.
  • the axial latching lug 17 ' extends more precisely, in the axial direction D A , between the second end 142 of the upstream radial lug 14 and the second end 162 of the downstream radial lug 16.
  • the axial latching lug 17 ’ comprises an upstream end 171’ and a downstream end 172 ’separated by a central part 170’.
  • the upstream and downstream ends 171 ’and 172’ of the axial hooking lug 17 ′ extend in projection, in the radial direction DR, from the second end 142, 162 of the radial lug
  • hooking 14, 16 to which they are coupled, so as to have a central portion 170 'of axial hooking tab 17' raised relative to the second ends 142 and 162 of the radial hooking tabs upstream and downstream 14 and 16 .
  • the turbine ring assembly comprises a screw 19 and a fixing piece 20.
  • the fixing piece 20 is fixed on the axial lug 17 ’.
  • the fixing piece 20 further comprises an orifice 21 provided with a tapping cooperating with a thread of the screw 19 to fix the fixing piece 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 ferrule 31 of the support structure for the ring 3 through which the screw 19 is inserted before being screwed to the fixing piece 20.
  • 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 rests on the central ring 31 of the ring support structure 3, and of the fixing piece 20 screwed to the screw 19 and fixed to the axial lug 17 ′ of the ring sector 10, the screw head 190 and the fixing piece 20 exerting forces of opposite directions for hold the ring 1 and the ring support structure 3 together.
  • the radial retention of the ring down can be ensured using four radial pins pressed on the axial lug 17 ′, and the radial retention upwards of the ring can be ensured by a pick head, secured to the screw 19, placed under the ring in the cavity between the axial latching lug 17 'and the external face 12b of the annular base.
  • Each ring sector 10 described above is made of a 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 sold by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Hi-NicalonS", or carbon fiber yarns .
  • the fibrous preform is advantageously produced by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the arrangement of unbinding zones making it possible to separate the parts of preforms corresponding to the hooking tabs 14 and 16 from the sectors 10.
  • the weaving can be of the interlock type, as illustrated.
  • Other three-dimensional or multi-layer weaving weaves can be used such as for example multi-canvas 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, densification being able to be carried out in particular by chemical gas infiltration (CVI) which is well known in oneself.
  • CVI chemical gas infiltration
  • the textile preform can be hardened a little by CVI so that it is rigid enough to be handled, before making liquid silicon rise by capillarity in the textile to make densification ("Melt Infiltration").
  • the ring support structure 3 is made of a metallic material such as a Waspaloy® or inconel 718 or C263 alloy.
  • the ring sectors 10 are assembled together on an annular tool of the “spider” type comprising, for example, suction cups 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 20 into each of the orifices 180 of the second ears 18 of the downstream radial attachment flanges 16 of each ring sector 10 making up the ring 1.
  • All the first pins 19 are then placed in the holes 170 provided in the first ears 17 of the radial latching lug 14 of the ring 1.
  • first annular flange 33 and the second annular flange 34 are fixed to the ring support structure 3 and to the ring 1.
  • the first and second annular flanges 33 and 34 are fixed by hooping to the support structure d 'ring 3.
  • the force DH P exerted in the direction of flow F reinforces this fixation during the operation of the engine.
  • the first annular flange 33 is fixed to the ring by inserting each first pin 19 in each of the orifices 170 of the first ears 17 of the upstream radial lugs 14 of each ring sector 10 making up ring 1.
  • the ring 1 is thus held in axial position by means of the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36 bearing respectively upstream and downstream on the support surfaces 1 10 straight of the radial lugs of hooking respectively upstream 14 and downstream 16.
  • an axial prestress can be applied to the first annular flange 33 and to the upstream radial hooking lug 14 to overcome the effect of differential expansion between the CMC material of the ring 1 and the metal of the ring support structure 3.
  • the first annular flange 33 is held in axial stress by mechanical elements placed upstream as shown in dotted lines in FIG. 3.
  • the ring 1 is held in position radially using the first and second pins 19 and 20 cooperating with the first and second ears 17 and 18 and the orifices 3340 and 3650 of the first annular flange 33 and of the annular radial flange 36.
  • the invention thus provides a turbine ring assembly allowing the maintenance of each ring sector in a deterministic manner while allowing, on the one hand, the ring sector, and by extension to the ring, deform under the effects of temperature rises and pressure variations, especially

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Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprenant des secteurs d'anneau (10a, 10b) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur (10a, 10b) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau (1), une première et une seconde pattes d'accrochage (14, 16) s'étendant dans la direction radiale (DR), et 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 première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur (10a, 10b). Chaque secteur (10a, 10b) comprend des appuis rectilignes (110) montées sur les faces des première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) en contact respectivement avec la seconde bride annulaire (36) et le flasque annulaire (33) et comportant, le long d'une tangente à la direction circonférentielle (DC), une épaisseur variable dans la direction axiale (DA) avec une épaisseur minimale aux première et seconde extrémités (102, 104) du secteur (10a, 10b) et une épaisseur maximale dans une portion médiane (110m) de l'appui rectiligne (110).

Description

Description
Titre de l'invention : Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés.
Domaine Technique
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.
Technique antérieure
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 oeuvre 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 oeuvre 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 oeuvre 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 oeuvre 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 2014/0271 145, 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 oeuvre 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.
Pour remplir tous ces objectifs, il est connu d’utiliser un anneau en forme de pi maintenu radialement en quatre points. Quatre pions traversent le carter de turbine haute pression et un flasque amont. Ce dernier est fixé au moyen d’une vis et d’un écrou au carter de turbine haute pression, et vient réaliser une butée axiale. Les quatre pions viennent assurer une butée radiale de la veine.
Axialement, l’anneau est serré entre deux pattes métalliques. La patte aval est directement liée au carter, décrivant un anneau en une pièce, assurant une étanchéité accrue par rapport à une solution avec entretoise sectorisée. La patte amont comprend un flasque sectorisé vissé sur le carter.
Ces deux pattes métalliques comprennent une lèvre afin de mieux maîtriser l’étanchéité anneau/carter. Pour chaque secteur d’anneau, cette lèvre est rectiligne pour qu’il y ait toujours un contact linéique, et ainsi une bonne étanchéité, même si l’anneau bascule.
Un autre flasque est dédié à la reprise de l’effort du distributeur haute pression (effort DHP). Il permet de reprendre l’effort DHP et de transférer celui-ci directement au carter, sans faire transiter les efforts par l’anneau en CMC. Pour assurer le contact axial à chaud entre l’anneau et les lèvres rectilignes des pattes amont et aval, un pré-serrage est effectué lors du montage. Ce pré-serrage permet de rattraper la dilatation différentielle axiale entre l’anneau CMC et les pièces métalliques en contact. Ainsi, à chaud, le contact axial est conservé et l’étanchéité entre la cavité de veine et la cavité hors veine est assurée.
Etant donné la géométrie annulaire de la bride aval du carter d’une part, et le caractère sectorisé de l’anneau en vis-à-vis, le contact axial entre les lèvres rectilignes des deux pièces, sous contrainte, génère des efforts non-uniformes dans le sens tangentiel sur l’anneau en CMC. Ce phénomène s’explique par le fait que la distance entre l’appui rectiligne et la partie supérieure cylindrique du carter annulaire, ou carter 360° , varie tangentiellement. Cette distance est moins élevée au niveau des inter-secteurs de l’anneau CMC qu’au centre de celui-ci. Le bras de levier entre l’appui rectiligne et la partie supérieure cylindrique du carter 360° est donc moins élevé au niveau des inter-secteurs. Lorsque le pré-serrage est appliqué au niveau du contact axial, le carter se déforme donc moins et transmet plus d’effort à l’anneau CMC au niveau des inter-secteurs, qu’au niveau du centre de l’anneau.
Cet appui axial contre la bride avale de l’anneau CMC, plus élevé au niveau des inter-secteurs, génère par conséquent des contraintes de flexion plus élevées dans ces zones. Cette flexion de la bride aval se traduit par des contraintes de traction au niveau de la surface entre la bride de l’anneau en CMC et la patte aval du carter 360°, plus élevées au niveau des inter-secteurs quàu niveau du centre de l’anneau.
Etant donné la faiblesse des contraintes admissibles pour le CMC, ces
concentrations de contraintes doivent être atténuées.
Exposé 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 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 a, selon un plan de coupe défini par une direction axiale et une direction radiale de l’anneau de turbine, et orthogonal à une direction circonférentielle 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 comporte 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 et un flasque annulaire comportant une première extrémité libre en appui contre la première patte d’accrochage et une seconde extrémité opposée à la première extrémité et coopérant avec la première bride radiale de la virole centrale de la structure de support d’anneau.
Chaque secteur d’anneau s’étend entre une première extrémité circonférentielle et une seconde extrémité circonférentielle destinées chacune à être en regard d’un autre secteur d’anneau dans la direction circonférentielle, et comprenant des surfaces d’appuis rectilignes montées sur les faces des première et seconde pattes d’accrochage en contact respectivement avec la seconde bride annulaire et le flasque annulaire et s’étendant selon une tangente à la direction circonférentielle entre les première et seconde extrémités circonférentielles du secteur d’anneau.
Selon une caractéristique générale de l’objet, les surfaces d’appuis rectilignes de chaque secteur d’anneau possèdent, le long de la tangente à la direction
circonférentielle, une épaisseur variable dans la direction axiale avec une épaisseur minimale aux première et seconde extrémités circonférentielles du secteur d’anneau et une épaisseur maximale dans une portion médiane de l’appui rectiligne.
La conformation géométrique des surfaces d’appuis rectilignes permet d’uniformiser la distribution des efforts de contact entre les anneaux CMC sectorisés et la structure de support d’anneau annulaire. Le bombage des appuis rectilignes permet d’une part de baisser le niveau de contrainte maximal dans l’anneau CMC de 80% au montage et de 20% en fonctionnement, par rapport à une solution, pour une masse équivalente, avec un appui rectiligne droit, c’est-à-dire un appui rectiligne possédant une épaisseur selon la direction axiale qui soit uniforme le long de la tangente à la direction circonférentielle.
Les formes bombées des appuis rectilignes peuvent être réalisées par électro érosion (EDM).
Un point important pour cette technologie est la valeur de « bombage », à savoir la distance entre le point le plus haut et le point le plus bas de l’appui. Dans le cas de l’anneau CMC, la valeur est comprise entre 0,1 et 0,5mm.
Dans un mode de réalisation particulier, les secteurs d’anneau peuvent être en matériau composite à matrice céramique (CMC).
Selon un premier aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, les surface d’appuis rectilignes peuvent être des surfaces électro-érodées, c’est-à-dire réalisées par électro-érosion.
Selon un deuxième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, l’écart entre ladite épaisseur maximale et ladite épaisseur minimale des surfaces d’appuis rectilignes peut être de 0,1 mm.
Selon un troisième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, l’épaisseur minimale des surfaces d’appuis rectilignes peut être inférieure à 0,1 mm.
Plus la tolérance relative au bombage sera serrée, meilleur sera le comportement du bombage. La forme du bombage, qui correspond la valeur du rayon, pourra varier en fonction des déformations recherchées.
Selon un quatrième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, les surfaces d’appuis rectilignes peuvent former une bande s’étendant selon ladite tangente à la direction circonférentielle (Dc) et selon la direction radiale, les surfaces d’appuis rectilignes ayant une hauteur s’étendant selon la direction radiale comprise entre 0,5 et 5 mm.
En fonction de la pièce en vis-à-vis des surfaces d’appuis rectilignes ainsi que des efforts et des niveaux de fuite, la hauteur des appuis peuvent varier. Au-delà de 5 mm un appui serait trop prononcé, et en dessous de 0,5 mm le risque de non contact est trop important. Selon un cinquième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, les surfaces d’appuis rectilignes de chaque secteur d’anneau peuvent comprendre, dans la direction radiale, une première extrémité radiale et une seconde extrémité radiale, et possèdent, le long de la direction radiale, une épaisseur variable dans la direction axiale avec une épaisseur minimale aux extrémités radiales du secteur d’anneau et une épaisseur maximale dans une portion médiane de l’appui rectiligne.
Selon un sixième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, les surfaces d’appuis rectilignes peuvent présenter un premier axe de symétrie parallèle à la direction radiale et un second axe de symétrie parallèle à la tangente à la direction
circonférentielle.
Selon un septième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le secteur d’anneau peut présenter une section en lettre grecque pi (p) 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 huitième 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 O 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. Le secteur d’anneau comprend en outre des pions radiaux s’étendant entre la virole centrale et 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 :
[Fig. 1 ] 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.
[Fig. 2] La figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1.
[Fig. 3] La figure 3 est une vue schématique en coupe de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1.
[Fig. 4] La figure 4 est une vue schématique en coupe selon un premier plan de coupe d’un appui rectiligne de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1.
[Fig. 5] La figure 5 représente schématiquement une vue en coupe d’un appui rectiligne de l’ensemble d’anneau de turbine selon un second plan de coupe, selon une variante de mode réalisation.
[Fig. 6] La figure 6 présente une vue schématique en coupe d’un deuxième mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine.
Description des 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 p 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 une autre forme que p, comme par exemple une forme en O.
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 prévue pour coopérer avec les pales rotatives de 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.
Sur les figures 1 et 2 la portion d’anneau de turbine 1 représentée comprend un secteur d’anneau 10 complet entouré de deux demis secteurs d’anneau 10. Pour une meilleure compréhension, le secteur d’anneau complet est référencé 10a et les demis secteurs d’anneau sont référencés 10b sur la figure 2. Les secteurs d’anneau seront par la suite référencés 10 pour désigner aussi bien 10a que 10b.
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 première portion 363 et la troisième portion 365 présentent une épaisseur accrue par rapport à celle de la seconde portion 364 pour offrir une rigidité accrue à la seconde bride radiale par rapport à la partie amont comportant notamment la première bride radiale 32, de manière à diminuer les fuites axiales de l’anneau dans le cas d’un appui rectiligne.
La première bride radiale annulaire 32 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 321 libre et une seconde extrémité 322 solidaire de la virole centrale 31.
Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, l’ensemble d’anneau de turbine 1 comprend un premier flasque annulaire 33 et un second flasque annulaire 34, les deux flasques annulaires 33 et 34 étant fixés de manière amovible sur la première bride radiale annulaire 32. Les premier et second flasques annulaire 33 et 34 sont disposés en amont de l’anneau de turbine 1 par rapport au sens F d'écoulement du flux gazeux dans la turbine.
Le premier flasque annulaire 33 est disposé en aval du second flasque annulaire 34. Le premier flasque annulaire 33 est en une seule pièce alors que le second flasque annulaire 34 peut être sectorisé en une pluralité de secteurs annulaires de second flasque 34 ou être en une seule pièce. Intégrer un premier flasque annulaire en une seule pièce, autrement dit non sectorisé, permet d’assurer l’étanchéité axiale entre l’anneau sectorisé en CMC et le carter annulaire, notamment en évitant les fuites inter-secteurs par rapport à un cas où le premier flasque amont est sectorisé.
Le premier flasque annulaire 33 présente une première extrémité 331 libre et une seconde extrémité 332 fixée de manière amovible à la structure de support d’anneau 3, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 32. En outre, le premier flasque annulaire 33 présente une première portion 333 et une seconde portion 334, la première portion 333 s’étendant entre la première extrémité 331 et la seconde portion 334, et la seconde portion 334 s’étendant entre la première portion 333 et la seconde extrémité 332.
Le second flasque annulaire 34 présente une première extrémité 341 libre et une seconde extrémité 342 opposée à la première extrémité 341 et au contact de la couronne centrale 31. La seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 est également fixée de manière amovible à la structure de support d’anneau 3, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 32. Le second flasque annulaire 34 comprend en outre une première portion 343 et une seconde portion 344, la première portion 343 s’étendant entre la première extrémité 341 et la seconde portion 344, et la seconde portion 344 s’étendant entre la première portion 343 et la seconde extrémité 342.
La première portion 333 du premier flasque amont 33 est en appui sur la patte radiale d’accrochage amont 14 du secteur d’anneau 10. Les premier et second flasques amont 33 et 34 sont conformés pour avoir les premières portions 333 et 343 axialement distantes l’une de l’autre et les secondes portions 334 et 344 en contact, les deux flasques 33 et 34 étant fixés de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 32 à l’aide de vis 60 et d’écrous 61 de fixation, les vis 60 traversant des orifices 3340, 3440 et 320 prévus respectivement dans les secondes portions 334 et 344 des deux flasques amont 33 et 34 ainsi que dans la bride radiale annulaire amont 32.
Lorsque l’ensemble d’anneau 1 est monté, la première portion 333 du premier flasque annulaire 33 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 , et la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 34 se trouve en appui contre au moins une partie de la première bride radiale annulaire 32.
Le second flasque annulaire 34 est dédié à la reprise de l’effort du distributeur haute pression (DHP) sur l’ensemble d’anneau 1 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. L’effort résiduel, qui passe par le premier flasque amont 33 est réduit puisque la première portion 333 du premier flasque amont 33 présente une section réduite, et est donc plus souple, ce qui permet d’appliquer un minimum d’effort sur l’anneau 1 CMC.
Dans la direction axiale DA, la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d’anneau 3 est séparée du premier flasque annulaire 33 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 bride radiale annulaire 32 et la seconde bride radiale annulaire 36.
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 19 coopérant avec la patte d’accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, et deux seconds pions 20 coopérant avec la patte
d’accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36.
Pour chaque secteur d’anneau 10 correspondant, la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 33 comprend deux orifices 3340 de réception des deux premiers pions 19, 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 1 19. 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 20. 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. S’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 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.
Chaque secteur d’anneau 10 comprend en outre des surfaces d’appuis rectilignes 1 10 montées sur les faces des pattes radiales d’accrochage amont et aval 14 et 16 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire 33 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.
Les appuis rectilignes 1 10 permettent d’avoir des zones d’étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d’appui 1 10 entre la patte radiale d’accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, 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 bascule axiale de l’anneau de turbine 1. En effet, lors de la bascule de l’anneau en fonctionnement, l’appui rectiligne permet de conserver une ligne d’étanchéité complète.
Comme cela est illustré plus précisément sur la figure 4 qui représente
schématiquement une vue d’un appui rectiligne de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1 selon un plan de coupe orthogonal à la direction radiale DR, et comprenant la direction axiale DA et une tangente à la direction circonférentielle Dc, chaque appui rectiligne 1 10 comprend une épaisseur mesurée dans la direction axiale DA qui varie le long de l’appui rectiligne 1 10 dans la direction de la tangente à la direction circonférentielle Dc. L’épaisseur mesurée est minimale aux extrémités de l’appui rectiligne 110 et maximale dans une région médiane 1 10m de l’appui rectiligne 1 10. Les extrémités de l’appui rectiligne 1 10 se situent de part et d’autre du secteur d’anneau 10 dans la direction circonférentielle Dc, chaque extrémité du secteur d’anneau 10a étant en regard d’un autre secteur d’anneau 10b. Les extrémités de l’appui rectiligne 1 10 d’un secteur d’anneau 10 sont adjacentes, voire confondues avec les extrémités circonférentielles 102 et 104 du secteur d’anneau 10.
L’épaisseur minimale des appuis rectilignes 110 est inférieure à 0,1 mm et l’écart entre l’épaisseur maximale et l’épaisseur minimale des surfaces d’appuis rectilignes 1 10 est de 0,1 mm.
La figure 5 représente schématiquement une vue d’un appui rectiligne de l’ensemble d’anneau de turbine selon un plan de coupe orthogonal à la direction
circonférentielle Dc, et comprenant la direction axiale DA et la direction radiale DR, selon une variante de mode réalisation.
Comme cela est illustré sur les figures 4 et 5, les appuis rectilignes 1 10 forment une bande s’étendant selon la tangente à la direction circonférentielle Dc et selon la direction radiale DR.
Les appuis rectilignes 1 10 peuvent comprendre une épaisseur uniforme dans la direction radiale, ou, comme cela est illustré sur la figure 5, une épaisseur variable dans la direction radiale DR. Sur la figure 5, les appuis rectilignes 1 10 comprennent, dans la direction radiale DR, une première extrémité radiale 1 12 et une seconde extrémité radiale 114, et possèdent, le long de la direction radiale DR, une épaisseur variable dans la direction axiale DA avec une épaisseur minimale aux extrémités radiales 1 12 et 1 14 du secteur d’anneau 10 et une épaisseur maximale dans une portion médiane 116 de l’appui rectiligne 1 10.
Le maintien radial de l’anneau 1 est assuré par le premier flasque annulaire 33 qui est plaqué sur la première bride radiale annulaire 32 de la structure de support d’anneau 3 et sur la patte radiale d’accrochage amont 14. Le premier flasque annulaire 33 assure l’étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine de l’anneau.
Le second flasque annulaire 34 assure la liaison entre la partie aval du DHP, la structure de support d’anneau 3, ou carter, par contact surfacique radial, et le premier flasque annulaire 33 par contact surfacique axial.
La structure de support d’anneau 3 comprend en outre des pions radiaux 38 qui permettent de plaquer l’anneau en position radiale basse c’est-à-dire vers la veine, de manière déterministe. Il y a en effet un jeu entre les pions axiaux et les alésages sur l’anneau pour compenser la dilatation différentielle entre le métal et les éléments en CMC qui s’opère à chaud. Les pions radiaux 38 coopèrent avec des orifices 380 réalisés selon la direction radiale DR dans la couronne centrale 31 de la structure de support d’anneau 3.
Sur la figure 6 est présentée une vue schématique en coupe d’un troisième mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine.
Le troisième mode de réalisation illustré sur la figure 8 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 2 à 6 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 O au lieu d’une section en forme de p 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 le troisième mode de réalisation illustré sur la figure 6, 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 171’ 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 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.
Dans une variante, le maintien radial de l’anneau vers le bas peut être assuré à l’aide de quatre pions radiaux plaqués sur la patte axial d’accrochage 17’, et le maintien radial vers le haut de l’anneau peut être assuré par une tête pioche, solidaire de la vis 19, placée sous l’anneau dans la cavité entre la patte axiale d’accrochage 17’ et la face externe 12b de la base annulaire.
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 20 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 20 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 19 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 premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 à la structure de support d’anneau 3 et à l’anneau 1. Les premier et second flasques annulaires 33 et 34 sont fixés par frettage à la structure de support d’anneau 3. L’effort DH P exercé dans le sens du flux F renforce cette fixation pendant le fonctionnement du moteur.
Pour maintenir l’anneau 1 en position radialement, le premier flasque annulaire 33 est fixé à l’anneau en insérant chaque premier pion 19 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 du premier flasque annulaire 33 et de la seconde bride radiale annulaire 36 en appui respectivement en amont et en aval sur les surfaces d’appuis 1 10 rectilignes des pattes radiales d’accrochages respectivement amont 14 et aval 16. Lors de l’installation du premier flasque annulaire 33, une précontrainte axiale peut être appliquée sur le premier flasque annulaire 33 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. Le premier flasque annulaire 33 est maintenu 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 19 et 20 coopérant avec les premières et secondes oreilles 17 et 18 et les orifices 3340 et 3650 du premier flasque annulaire 33 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 et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l’ensemble d’anneau.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10a, 10b) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3),
chaque secteur d'anneau (10a, 10b) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau et orthogonal à une direction circonférentielle (Dc) 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) de maintien de chaque secteur d'anneau (10), et un flasque annulaire (33) présentant une première extrémité libre (331) en appui contre la première patte d'accrochage (14) et une seconde extrémité (332) opposée à la première extrémité (331) et coopérant avec la première bride radiale (32),
chaque secteur d'anneau (10a, 10b) s'étendant entre une première extrémité circonférentielle (102) et une seconde extrémité circonférentielle (104) destinées chacune à être en regard d'un autre secteur d'anneau (10b, 10a) adjacent dans la direction circonférentielle (Dc), et comprenant une première surface d'appui rectiligne (110) disposée sur une face amont (14a) de la première patte d'accrochage (14) en contact avec le flasque annulaire (33) et une seconde surface d'appui rectiligne (110) disposée sur une face aval (16b) de la seconde patte d'accrochage (16) en contact avec la seconde bride radiale (36), chacune des première et seconde surfaces d'appui rectiligne (110) s'étendant selon une tangente à la direction circonférentielle (Dc) entre les première et seconde extrémités circonférentielles (102, 104) du secteur d'anneau (10a, 10b),
caractérisé en ce que les surfaces d'appuis rectilignes (110) de chaque secteur d'anneau (10a, 10b) possèdent, le long de ladite tangente à la direction circonférentielle (Dc), une épaisseur variable dans la direction axiale (Da) avec une épaisseur minimale aux première et seconde extrémités circonférentielles (102, 104) du secteur d'anneau (10a, 10b) et une épaisseur maximale dans une portion médiane (110m) de la surface d'appui rectiligne (110).
[Revendication 2] Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les
surfaces d'appui rectilignes sont des surfaces électro-érodées.
[Revendication 3] Ensemble l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel l'écart entre ladite épaisseur maximale et ladite épaisseur minimale des surfaces d'appui rectilignes (110) est compris entre 0,1 et 0,5mm.
[Revendication 4] Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans
lequel l'épaisseur minimale des surfaces d'appui rectilignes (110) est inférieure à 0,1 mm.
[Revendication 5] Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4, dans
lequel les surfaces d'appuis rectilignes (110) forment une bande s'étendant selon ladite tangente à la direction circonférentielle (Dc) et selon la direction radiale (DR), les surfaces d'appuis rectilignes (110) ayant une hauteur (H) s'étendant selon la direction radiale (DR) comprise entre 0,5 et 5 mm.
[Revendication 6] Ensemble selon la revendication 5, dans lequel les
surfaces d'appuis rectilignes (110) de chaque secteur d'anneau (10) comprennent, dans la direction radiale (DR), une première extrémité radiale (112) et une seconde extrémité radiale (114), et possèdent, le long de la direction radiale (DR), une épaisseur variable dans la direction axiale (DA) avec une épaisseur minimale aux extrémités radiales (112, 114) du secteur d'anneau (10a, 10b) et une épaisseur maximale dans une portion radialement médiane (116) de l'appui rectiligne (110).
[Revendication 7] Ensemble selon la revendication 6, dans lequel les
surfaces d'appuis rectilignes (110) présentent un premier axe de symétrie parallèle à la direction radiale (DR) et un second axe de symétrie parallèle à la tangente à la direction circonférentielle (Dc).
[Revendication 8] Ensemble selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel le secteur d'anneau présente une section en pi 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 (10a, 10b), au moins trois pions (19, 20) pour maintenir radialement le secteur d'anneau (10a, 10b) en position, les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10a, 10b) 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 (19, 20), 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 (19, 20).
[Revendication 9] Ensemble selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel le secteur d'anneau présente une section en O 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 (10a, 10b)
comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (17', 180 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 (10a, 10b) 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 (17', Id ). [Revendication 10] Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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