EP4689358A1 - Ensemble d'anneau de turbine avec une tole d'étanchéité - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine avec une tole d'étanchéité

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Publication number
EP4689358A1
EP4689358A1 EP24723419.8A EP24723419A EP4689358A1 EP 4689358 A1 EP4689358 A1 EP 4689358A1 EP 24723419 A EP24723419 A EP 24723419A EP 4689358 A1 EP4689358 A1 EP 4689358A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ring
sector
downstream
upstream
turbine
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.)
Pending
Application number
EP24723419.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Clément Jarrossay
Sébastien Serge Francis CONGRATEL
Clément Emile André CAZIN
Arthur Paul Gabriel Nimhauser
Moncef M'HASNI
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 EP4689358A1 publication Critical patent/EP4689358A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • a turbine ring assembly for a turbomachine wherein the assembly comprises a plurality of angular ring sectors of ceramic matrix composite material placed end to end to form a turbine ring.
  • the field of application of the invention is in particular that of gas turbine aeronautical engines.
  • the invention is however applicable to other turbomachines, for example industrial turbines.
  • CMC materials have good mechanical properties making them suitable for forming 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 required during operation and therefore to increase the performance of turbomachines.
  • the use of CMC materials advantageously makes it possible to reduce the mass of turbomachines and to reduce the hot expansion effect encountered with metal parts.
  • the ring comprises an annular base whose inner face defines the inner face of the turbine ring and an outer face from which extend radially two legs whose ends are held between the two flanges of a metal ring support structure.
  • the integration of a CMC ring includes a radial support of the part partly ensured by one or more axial pins.
  • a CMC ring includes a radial support of the part partly ensured by one or more axial pins.
  • CMC material for the ring thus makes it possible to significantly reduce the ventilation required to cool the turbine ring, and therefore to increase efficiency. They also allow a weight saving because they are lighter than the metal alloys traditionally used.
  • the CMC has a different mechanical behavior from a metallic material, its integration and the way of positioning it within the turbine had to be rethought. Indeed, the CMC can be damaged by the shrink-fit assemblies (usually used for metallic rings) and its thermal expansion is lower than that of a metallic material.
  • CMC turbine rings are generally divided into several ring sectors. This choice of integration is due to the fact that a single-piece ring would deform under the effect of high temperatures for this high-pressure turbine part. This would result in a clearance at the tip of the moving blade (in the opposite vein) that is locally too large and thus a significantly degraded performance via a loss of turbine efficiency.
  • a turbine ring assembly comprising a plurality of CMC ring sectors forming a turbine ring and a ring support structure.
  • Each ring sector has a K shape in radial section, with tabs extending from the outer face of the annular base above the end portions of the annular base.
  • the turbine ring assembly comprises a plurality of rigid seals each extending axially between two adjacent ring sectors, and elastic holding devices exerting a force capable of holding the seals in contact with the end portions or the tabs of two adjacent ring sectors.
  • the ring assembly described in this document presents a set of constraints of complexity and bulkiness too great for its integration, in particular because of the elastic holding devices used to hold the rigid joints and the thick tongue shape of the rigid joint which requires the provision of wide slots.
  • the main aim of the present invention is therefore to propose a turbine ring assembly which does not have the aforementioned drawbacks while having a reduced mass and further reducing the intensity of the mechanical stresses to which the CMC ring sectors are subjected during operation of the turbine.
  • the solution of the present invention aims to limit wear at the level of the contacts between the CMC ring and the metal parts.
  • a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors made of ceramic matrix composite material forming a turbine ring, defining an axial direction, a radial direction and a circumferential direction, and a ring support structure held by a turbine housing, each ring sector comprising a base from which extending radially outwardly an upstream hooking lug and a downstream hooking lug axially spaced from each other, the ring support structure comprising an upstream radial flange and a downstream radial flange between which the upstream hooking lug and the downstream hooking lug of each ring sector are held.
  • the ring assembly further comprises, at each junction between two adjacent ring sectors in the circumferential direction, a first sealing means extending mainly in the axial direction and arranged between the bases of the two adjacent ring sectors, a second sealing means extending radially along the downstream attachment tab, and a third sealing element extending radially along the downstream attachment tab.
  • the turbine ring assembly according to the invention is remarkable in particular in that the first sealing element is a cylindrical seal, the second sealing element extends radially from the cylindrical seal forming a sealed connection, and the third sealing element extends radially from the cylindrical seal forming a sealed connection.
  • the second and third sealing elements serve both for sealing and locking the rollers. This makes it possible to do without additional parts for holding these rollers in position in an area with high constraints on available volume.
  • the support between the cylindrical seal and the CMC ring sector is then made on a line, and no longer on a surface contrary to what was provided in the state of the art with tabs inserted in slots.
  • the invention thus makes it possible to avoid the presence of a chemical interaction between the nickel of the metal and the free silicon of the CMC in the high temperature operating conditions encountered in the HP Turbine environment. Indeed, tests have shown that the reduction of the contact surface plays a 1st order role in the interaction between the materials.
  • the invention is also applicable to other integrations, including with metal ring sectors.
  • a cylindrical shape is understood to be a three-dimensional geometric shape with a ruled surface whose generators are parallel, that is to say a surface in space made up of parallel lines.
  • the cylindrical seal may comprise, in a cutting plane orthogonal to the axial direction, a section with a diameter of between 0.5 mm and 5 mm.
  • each ring sector may comprise a first inter-sector face and a second inter-sector face, each inter-sector face comprising a zone of cooperation with the cylindrical seal at the level of the base of the ring sector.
  • the cooperation zone may be formed by a bevel of the inter-sector face, or by a semi-cylindrical inter-sector groove.
  • Each semi-cylindrical inter-sector groove has a radius greater than the radius of the cylindrical seal, and between 0.25 mm and 3 mm.
  • Each bevel of the inter-sector face can form an angle between 10° and 80° in the radial direction.
  • the machining of the bevel of the inter-sector face can be localized on the entire inter-sector face.
  • the first inter-sector face and the second inter-sector face of each ring sector may each comprise an upstream radial slot extending from the base to a portion of the height of the upstream attachment lug, a downstream radial slot extending from the base to a portion of the height of the downstream attachment tab, and the assembly may further comprise, at each junction between two adjacent ring sectors in the circumferential direction, an upstream sealing tab inserted into the upstream radial slots of the two adjacent ring sectors and a downstream sealing tab inserted into the downstream radial slots of the two adjacent ring sectors, the upstream and downstream sealing tabs being arranged radially outside the cylindrical seal.
  • this embodiment involves machining two slots, this is still two slots less than the four slots provided in the prior art, the four slots provided in the prior art being larger than the two slots in this embodiment.
  • the tabs are further away from the vein and thus see temperatures outside the range of chemical interaction with the CMC.
  • sealing tabs could be replaced by sealing rollers arranged radially in hemispherical grooves which would replace the radial slots.
  • downstream sealing tab and the upstream sealing tab include a notch cooperating with the cylindrical seal to hold it radially in position.
  • the cylindrical seal is made from a metallic material selected from HA188®, Inco 750-X®, Waspaloy X®, and CMC.
  • the ring assembly for radially maintaining the ring sector in position with the ring support structure, the ring assembly comprising, for each ring sector, at least a first pin passing through the downstream attachment lug and the downstream radial flange and at least a second pin passing through the upstream attachment lug and the upstream radial flange.
  • the first pin and the second pin are two transverse pins, each transverse pin crossing the upstream hooking lug and the downstream hooking lug of the ring sector and the ring support to keep the ring sector and the ring support secured to each other.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising an assembly as defined above.
  • Figure 1 is a schematic sectional view along a plane including the axial direction and the radial direction of a turbine ring assembly according to the invention.
  • Figure 2 shows a perspective view of a portion of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • Figure 3 shows a zoom of the beveled part of an inter-sector face of the ring sector of Figure 2.
  • Figure 4 shows a first sectional view of a ring sector according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 5 illustrates a second sectional view of a ring sector according to the second embodiment of the invention.
  • Figure 1 schematically represents a turbine ring assembly 2 according to a first embodiment of the invention.
  • Figure 1 is a sectional view along a plane comprising the radial direction D R and the axial direction D and orthogonal to the circumferential direction D c .
  • Figure 2 shows a perspective view of a portion of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • the turbine ring assembly 2 shown in FIGS. 1 and 2 includes in particular a turbine ring 4 made of ceramic matrix composite (CMC) material centered on a longitudinal axis XX, a metal ring support structure 6 fixed to a turbine casing not shown for greater readability.
  • the turbine ring 4 surrounds a set of turbine blades not shown.
  • the circumferential direction D c being a circular direction centered on the longitudinal axis XX.
  • upstream and downstream are used in reference to the direction of flow of the gas stream F through the blades indicated by an arrow.
  • the turbine ring 4 is formed of a plurality of angular ring sectors 10 which are placed end to end in the circumferential direction to form a ring.
  • the arrow D A indicates the axial direction of the turbine ring while the arrow D R indicates the radial direction of the turbine ring.
  • Each angular ring sector 10 has a section substantially in the shape of an inverted Pi (or ii) with a base 12 provided with an internal face 12a which defines an angular portion of the internal face of the turbine ring 4 and which is typically provided with a layer of abradable coating 13 also acting as a thermal and environmental barrier.
  • Two axially spaced attachment tabs extend radially from the external face 12b of the base 12 opposite the internal face 12a. These attachment tabs 14 and 16 extend over the entire width of each ring sector 10 (in the circumferential direction).
  • the ring support structure 6 comprises a ferrule 60 extending about the axis XX, as well as an upstream radial flange 62 and a downstream radial flange 64 extending radially inward from the ferrule 60.
  • the downstream radial flange 64 comprises an attachment portion 640 projecting radially from the ferrule 60
  • the upstream radial flange 62 comprises an attachment portion 620 projecting radially from the crown 60, as well as a first upstream flange 20 and a second upstream flange 22 fixed to the attachment portion 620 projecting radially from the upstream radial flange 62 using bolts 300 and nuts 302.
  • the first upstream flange 20 is arranged upstream of the second upstream flange 22.
  • the bolts 300 axially pass through the first upstream flange 20, the second upstream flange 22 and the attachment portion 520 of the upstream radial flange 62.
  • the upstream radial flange 62 and the downstream radial flange 64 thus form two attachment flanges of the ring 4 arranged axially between the downstream attachment lug 14 and the upstream attachment lug 16 of the ring sectors 10.
  • the turbine ring assembly 2 further comprises upstream pins 40 and downstream pins 50.
  • the upstream pins 40 pass through the second upstream flange 22 of the upstream radial flange 62 as well as the upstream lug 16 of a ring sector 10.
  • the downstream pins 50 pass at least partially through the downstream radial flange 64, and more particularly the radially projecting attachment portion 640, as well as the downstream attachment lug 14.
  • the ring assembly 2 further comprises, at each junction between two adjacent ring sectors 10 in the circumferential direction D c , a cylindrical-shaped seal 42.
  • the seal 42 is arranged between the bases 12 of the two adjacent ring sectors 10, and extends mainly in the axial direction D A , that is to say that the base of the cylindrical shape extends in a plane orthogonal to the axial direction D A and the generatrices of the cylindrical shape extend parallel to the axial direction D A .
  • the base of the cylindrical shape forms a disk with a circular outer perimeter.
  • the seal 42 comprises, in a section plane orthogonal to the axial direction D A , a circular section with a diameter between 0.5 mm and 5 mm.
  • the circular section of the sealing gasket 42 is inscribed in a circle whose diameter is between 0.5 mm and 5 mm.
  • Each ring sector 10 comprises a first inter-sector face 102a and a second inter-sector face (102b but not yet visible in FIG. 2), each inter-sector face 102a and 102b comprising a zone 104 of cooperation with the cylindrical seal 42 at the height of the base 12 of the ring sector 10.
  • a sealing gasket 42 cooperates with the first inter-sector face 102a of a first ring sector 10 and the second inter-sector face 102b of a second ring sector 10.
  • the cooperation zone 104 is formed by a bevel 106 of the inter-sector face 102a or 102b.
  • each inter-sector face both a first inter-sector face 102a and a second inter-sector face 102b, comprises three parts: a radially internal part 105, a radially external part 107 and an intermediate part 106 forming the bevel and located radially between the radially internal part 105 and the radially external part 107, as shown in FIGS. 1 and 2 and in FIG. 3 which shows a zoom of the beveled part of an inter-sector face of the ring sector of FIG. 2.
  • the radially inner portion 105 and the radially outer portion 107 of the same inter-sector face are parallel to each other but axially offset.
  • the radially inner portion 105 of an inter-sector face is closer to the adjacent ring sector 10 than the radially outer portion 107 of the same inter-sector face.
  • the distance in the circumferential direction D c separating the radially internal part 105 of the first inter-sector face 102a of the ring sector 10 from the radially internal part 105 of the second inter-sector face 102b of the same ring sector 10 is greater than the distance in the circumferential direction D c separating the radially external part 107 of the first inter-sector face 102a of the ring sector 10 from the radially external part 107 of the second inter-sector face 102b of the same ring sector 10.
  • Each bevel 106 of an inter-sector face can form an angle oc between 10° and 80° relative to the radial direction [ft.
  • the machining of the bevel of the inter-sector face extends over the entire inter-sector face in the axial direction D.
  • the first inter-sector face 102a and the second inter-sector face 102b of each ring sector 10 each comprise an upstream radial slot 116 extending from the base 12 to a portion of the height of the upstream hooking tab 16, and a downstream radial slot 114 extending from the base 12 to a portion of the height of the downstream hooking tab 14.
  • the downstream and upstream radial slots 114 and 116 each extend from the bevel
  • the ring assembly 102 further comprises, at each junction between two adjacent ring sectors 10 in the circumferential direction D c , an upstream sealing tab 126 inserted into the upstream radial slots 116 of the two adjacent ring sectors 10 and a downstream sealing tab 124 inserted into the downstream radial slots 114 of the two adjacent ring sectors, the upstream and downstream sealing tabs 126 and 124 being arranged radially outside the seal 42.
  • the downstream sealing tab 124 and the upstream sealing tab 126 comprise a notch 130 cooperating with the sealing gasket 42 to hold it radially in position.
  • the seals 42 are made from a metallic material selected from HA188®, Inco 750-X®, Waspaloy X®, and CMC.
  • Figures 4 and 5 show two sectional views of a ring sector according to a second embodiment of the invention.
  • the second embodiment differs from the first embodiment in that the zone 104 of cooperation of the ring sector 10 with the seal is not a bevel but a semicircular groove 109 in which the seal 42 is partially inserted in the circumferential direction D c .
  • Each semi-cylindrical groove 109 has a radius greater than the radius of the seal, and between 0.25 mm and 3 mm.
  • sealing tabs could be replaced by sealing rollers, similar to gaskets in design, arranged radially in hemispherical grooves which would replace the radial slots.
  • the present invention thus proposes a turbine ring assembly with reduced mass and thereby further reducing the intensity of the mechanical stresses to which the CMC ring sectors are subjected during operation of the turbine.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne un ensemble (2) d'anneau de turbine doté d'un anneau de turbine (4) sectorisé en CMC et d'une structure de support d'anneau (6), chaque secteur (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s'étendent radialement vers l'extérieur une patte d'accrochage amont (16) et une patte d'accrochage aval (14) espacées axialement, la structure de support (6) comportant une bride radiale amont (62) et une bride radiale aval (64) entre lesquelles sont maintenues les pattes d'accrochage (14, 16). L'ensemble (2) comprend en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d'anneau (10) adjacents selon la direction circonférentielle (Dc), un premier élément d'étanchéité (42) cylindrique s'étendant principalement selon la direction axiale (DA) et disposé entre les bases (12) des deux secteurs d'anneau (10) adjacents, un deuxième d'étanchéité (124) s'étendant radialement le long de la patte d'accrochage aval (14) depuis le joint d'étanchéité (42) cylindrique en formant une liaison étanche, et un troisième élément d'étanchéité (126) s'étendant radialement le long de la patte d'accrochage aval (16) depuis le joint d'étanchéité (42) cylindrique en formant une liaison étanche.

Description

Description
Titre de l'invention : Ensemble d'anneau de turbine avec une tôle d'étanchéité
Domaine Technique
L’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine dans lequel l’ensemble comprend une pluralité de secteurs angulaires d’anneau en matériau composite à matrice céramique mis bout à bout pour former un anneau de turbine.
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.
Technique antérieure
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 primaire du moteur. En outre, l’utilisation de matériau métallique pour l’anneau de turbine limite les possibilités d’augmenter la température au niveau de la turbine en raison des limites mécaniques propres à ce type de matériau, ce qui permettrait pourtant d’améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser l’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 nécessaire 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. On connaît par ailleurs les documents FR 2 540 939, et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d’anneau de turbine.
L'anneau comporte une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes dont les extrémités sont maintenues entre les deux brides d'une structure métallique de support d'anneau.
L’intégration d’un anneau en CMC comprend un maintien radial de la pièce en partie assuré par un ou plusieurs pions axiaux. Dans le document connu FR 3 086 327, il y a quatre pions, deux en amont et deux en aval.
L’utilisation d’un matériau CMC pour l’anneau permet ainsi de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l’anneau de turbine, et donc d’augmenter le rendement. Ils permettent également un gain de masse car ils sont plus légers que les alliages métalliques traditionnellement utilisés.
Toutefois, le CMC ayant un comportement mécanique différent d’un matériau métallique, son intégration ainsi que la manière de le positionner au sein de la turbine ont dû être repensés. En effet, le CMC Peut être endommagé par les montages frettés (usuellement employés pour les anneaux métalliques) et sa dilation thermique est plus faible qu’un matériau métallique.
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 l’anneau en CMC est soumis lors du fonctionnement de la turbine.
Les anneaux de turbine en CMC sont généralement divisés en plusieurs secteurs d’anneau. Ce choix d’intégration est dû au fait qu’un anneau monobloc viendrait se déformer sous l’effet des hautes températures pour cette pièce de turbine haute pression. Il en résulterait un jeu en sommet d’aubage mobile (dans la veine en vis-à- vis) localement trop important et ainsi une performance fortement dégradée via une perte de rendement turbine.
La conséquence de cette sectorisation de l’anneau de turbine est la création de jeux aux inter-secteurs (entre 0.1 mm et 1 mm). Pour limiter les fuites dans ces zones, on intègre généralement entre les pièces des lamelles (aussi appelées tôles) d’étanchéité. Si leur efficacité est notable, il est nécessaire pour les intégrer d’usiner des fentes aux inter-secteurs des pièces CMC.
Or, le CMC étant particulièrement dur, l’usinage de ces fentes est très long et complexe.
Il est connu également du document FR3034454 un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en CMC formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau. Chaque secteur d'anneau présente en coupe radiale une forme de K, des pattes s'étendant à partir de la face externe de la base annulaire au-dessus des portions d'extrémité de la base annulaire. L'ensemble d'anneau de turbine comprend une pluralité de joints rigides s'étendant chacun axialement entre deux secteurs d'anneau adjacents, et des dispositifs de maintien élastique exerçant une force apte à maintenir les joints en contact avec les portions d'extrémité ou les pattes de deux secteurs d'anneau adjacents.
L’ensemble d’anneau décrit dans ce document présente un ensemble de contraintes de complexité et d’encombrements trop important pour son intégration, notamment à cause des dispositifs de maintien élastique utilisés pour maintenir les joints rigides et la forme de languette épaisse du joint rigide qui oblige à prévoir des fentes larges.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but principal de proposer un ensemble d’anneau de turbine qui ne présente pas les inconvénients précités tout en possédant une masse réduite et en réduisant d’autant plus l’intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d’anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement de la turbine.
Plus particulièrement, la solution de la présente invention a pour but de limiter l’usure au niveau des contacts entre l’anneau CMC et les pièces métalliques.
Ce but est atteint grâce à un ensemble d’anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine, définissant une direction axiale, une direction radiale et une direction circonférentielle, et une structure de support d’anneau maintenue par un carter de turbine, chaque secteur d’anneau comprenant une base à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte d’accrochage amont et une patte d’accrochage aval espacées axialement l’une de l’autre, la structure de support d’anneau comportant une bride radiale amont et une bride radiale aval entre lesquelles sont maintenues la patte d’accrochage amont et la patte d’accrochage aval de chaque secteur d’anneau.
L’ensemble d’anneau comprend en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d’anneau adjacents selon la direction circonférentielle, un premier moyen d’étanchéité s’étendant principalement selon la direction axiale et disposé entre les bases des deux secteurs d’anneau adjacents, un deuxième d’étanchéité s’étendant radialement le long de la patte d’accrochage aval, et un troisième élément d’étanchéité s’étendant radialement le long de la patte d’accrochage aval.
L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention est remarquable notamment en ce que le premier élément d’étanchéité est un joint d’étanchéité cylindrique, le deuxième élément d’étanchéité s’étend radialement depuis le joint d’étanchéité cylindrique en formant une liaison étanche, et le troisième élément d’étanchéité s’étend radialement depuis le joint d’étanchéité cylindrique en formant une liaison étanche.
Les deuxième et troisième éléments d’étanchéité servent à la fois pour l’étanchéité et le blocage des rouleaux. Cela permet notamment de s’affranchir de pièces supplémentaires pour le maintien en position de ces rouleaux dans une zone fortement contrainte en volume disponible.
L’utilisation d’un joint d’étanchéité cylindrique permet de réduire considérablement, voire même de supprimer, les fentes d’étanchéité à usiner dans les secteurs d’anneau en CMC et donc de gagner en simplicité et en coût de fabrication des pièces par rapport à l’utilisation d’une languette d’étanchéité. En effet, pour l’intégrer, il ne faut plus usiner une fente de hauteur comprise entre 0,5 mm et 1 ,5 mm et d’un profondeur importante, mais « uniquement » biseauter les faces aux inter-secteurs pour le faire tenir ou bien usiner une gorge hémi sphérique.
L’appui entre le joint d’étanchéité cylindrique et le secteur d’anneau en CMC se fait alors sur une ligne, et non plus sur une surface contrairement à ce qui était prévu dans l’état de la technique avec des languettes insérées dans des fentes. L’invention permet ainsi d’éviter la présence d’une interaction chimique entre le Nickel du métal et le silicium libre du CMC dans les conditions de fonctionnement à haute température rencontrées dans l’environnement Turbine HP. En effet, des essais ont montré que la réduction de la surface de contact jouait à l’ordre 1 sur l’interaction entre les matériaux.
De plus, fabriquer un joint d’étanchéité cylindrique plutôt qu’une languette offre une variété géométrique de joint plus large pour limiter l’interaction.
L’invention est également applicable sur d’autres intégrations, y compris avec des secteurs d’anneau métalliques.
On entend bien par forme cylindrique une forme géométrique tridimensionnelle présentant une surface réglée dont les génératrices sont parallèles, c'est-à-dire une surface dans l'espace constituée de droites parallèles.
Selon un premier aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le joint d’étanchéité cylindrique peut comprendre, dans un plan de coupe orthogonale à la direction axiale, une section avec un diamètre compris entre 0,5 mm et 5 mm.
Selon un deuxième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, chaque secteur d’anneau peut comprendre une première face inter secteur et une seconde face inter secteur, chaque face inter secteur comprenant une zone de coopération avec le joint d’étanchéité cylindrique à hauteur de la base du secteur d’anneau.
Selon un troisième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la zone de coopération peut être formée par un biseau de la face inter secteur, ou par une gorge inter secteur hémicylindrique.
Chaque gorge inter secteur hémicylindrique présente un rayon supérieur au rayon du joint d’étanchéité cylindrique, et compris entre 0,25 mm et 3 mm.
Chaque biseau de la face inter secteur peut former un angle compris entre 10° et 80° la direction radiale. L’usinage du biseau de laface inter secteur peut être localisé sur l’ensemble de la face inter secteur.
Selon un quatrième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la première face inter secteur et la seconde face inter secteur de chaque secteur d’anneau peuvent comprendre chacune une fente radiale amont s’étendant depuis la base jusqu’à une partie de la hauteur de la patte d’accrochage amont, une fente radiale aval s’étendant depuis la base jusqu’à une partie de la hauteur de la patte d’accrochage aval, et l’ensemble pouvant comprendre en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d’anneau adjacents selon la direction circonférentielle, une languette d’étanchéité amont s’insérant dans les fentes radiales amont des deux secteurs d’anneau adjacents et une languette d’étanchéité aval s’insérant dans les fentes radiales aval des deux secteurs d’anneau adjacents, les languettes d’étanchéité amont et aval étant disposées radialement à l’extérieur du joint d’étanchéité cylindrique.
Même si ce mode de réalisation implique l’usinage de deux fentes, cela représente tout de même deux fentes de moins que les quatre fentes prévues dans l’état de la technique, les quatre fentes prévues dans l’état de la technique étant plus grandes que les deux fentes de ce mode de réalisation. En outre les languettes sont plus éloignées de la veine et voient ainsi des températures hors du domaine d’interaction chimique avec le CMC.
Dans une variante, les languettes d’étanchéité pourraient être remplacées par des rouleaux d’étanchéité disposés radialement dans des gorges hémisphériques qui remplaceraient les fentes radiales.
Selon un cinquième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la languette d’étanchéité aval et la languette d’étanchéité amont comprennent une encoche coopérant avec le joint d’étanchéité cylindrique pour le maintenir radialement en position.
Selon un sixième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le joint d’étanchéité cylindrique est réalisé à partir d’un matériau métallique choisi parmi HA188®, Inco 750-X®, Waspaloy X®, et le CMC.
Selon un septième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, pour maintenir radialement le secteur d’anneau en position avec la structure de support d’anneau, l’ensemble d’anneau comprenant, pour chaque secteur d’anneau, au moins un premier pion traversant la patte d’accrochage aval et la bride radiale aval et au moins un second pion traversant la patte d’accrochage amont et la bride radiale amont.
Selon un huitième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le premier pion et le second pion sont deux pions transversaux, chaque pion transversal traversant la patte d’accrochage amont et la patte d’accrochage aval du secteur d’anneau et le support d’anneau pour maintenir le secteur d’anneau et le support d’anneau solidaires l’un de l’autre.
L’invention a également pour objet une turbomachine comprenant un ensemble tel que défini précédemment.
Brève description des dessins
[Fig. 1 ] La figure 1 est une vue schématique en coupe selon un plan comprenant la direction axiale et la direction radiale d’un ensemble d’anneau de turbine selon l’invention.
[Fig. 2] La figure 2 représente une vue en perspective d’une portion de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1 .
[Fig. 3] La figure 3 présente un zoom de la partie biseauté d’une face inter secteur du secteur d’anneau de la figure 2.
[Fig. 4] La figure 4 présente une première vue en coupe d’un secteur d’anneau selon un second mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 5] La figure 5 illustre une seconde vue en coupe d’un secteur d’anneau selon le second mode de réalisation de l’invention.
Description des modes de réalisation
La figure 1 représente schématiquement un ensemble 2 d’anneau de turbine selon un premier mode de réalisation de l’invention. La figure 1 est une vue en coupe selon un plan comprenant la direction radiale DR et la direction axiale D et orthogonal à la direction circonférentielle Dc.
La figure 2 représente une vue en perspective d’une portion de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1 .
L’ensemble 2 d’anneau de turbine représenté sur les figures 1 et 2 comprend notamment un anneau de turbine 4 en matériau composite à matrice céramique (CMC) centré sur un axe longitudinal X-X, une structure métallique de support d'anneau 6 fixée à un carter de turbine non représentée pour plus de lisibilité. L'anneau de turbine 4 entoure un ensemble d’aubes de turbine non représentée. la direction circonférentielle Dc étant une direction circulaire centrée sur l’axe longitudinal X-X.
Par la suite, dans tout le texte, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence au sens d’écoulement du flux gazeux F au travers des aubes indiqué par une flèche.
Par ailleurs, l'anneau de turbine 4 est formé d'une pluralité de secteurs angulaires d'anneau 10 qui sont mis bout à bout selon la direction circonférentielle pour former un anneau. Sur la figure 1 , la flèche DA indique la direction axiale de l’anneau de turbine tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l’anneau de turbine.
Chaque secteur angulaire d’anneau 10 présente une section sensiblement en forme de Pi (ou ii) inversé avec une base 12 munie d’une face interne 12a qui définit une portion angulaire de la face interne de l’anneau de turbine 4 et qui est typiquement munie d’une couche de revêtement abradable 13 faisant également office de barrière thermique et environnementale.
Deux pattes d’accrochage espacées axialement, une patte d’accrochage aval 14 et une patte d’accrochage amont 16, s’étendent radialement à partir de la face externe 12b de la base 12 opposée à la face interne 12a. Ces pattes d’accrochage 14 et 16 s’étendent sur toute la largeur de chaque secteur d’anneau 10 (dans le sens circonférentiel).
La structure de support d’anneau 6 comprend une virole 60 s’étendant autour de l’axe X-X, ainsi qu’une bride radiale amont 62 et une bride radiale aval 64 s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la virole 60. La bride radiale aval 64 comprend une portion d’attache 640 en saillie radiale de la virole 60, et la bride radiale amont 62 comprend une portion d’attache 620 en saillie radiale de la couronne 60, ainsi qu’un premier flasque amont 20 et un second flasque amont 22 fixé à la portion d’attache 620 en saillie radiale de la bride radiale amont 62 à l’aide de boulons 300 et d’écrous 302. Le premier flasque amont 20 est disposé en amont du second flasque amont 22. Les boulons 300 traversent axialement le premier flasque amont 20, le second flasque amont 22 et la portion d’attache 520 de la bride radiale amont 62. La bride radiale amont 62 et la bride radiale aval 64 forment ainsi deux brides d’accrochage de l’anneau 4 disposées axialement entre la patte d’accrochage aval 14 et la patte d’accrochage amont 16 des secteurs d’anneau 10.
L’ensemble 2 d’anneau de turbine comprend en outre des pions amont 40 et des pions aval 50. Les pions amont 40 traversent le second flasque amont 22 de la bride radiale amont 62 ainsi que la patte amont 16 d’un secteur d’anneau 10. Les pions aval 50 traversent au moins partiellement la bride radiale aval 64, et plus particulièrement la portion d’attache 640 en saillie radiale, ainsi que la patte aval d’accrochage 14.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, l’ensemble d’anneau 2 comprend en outre à chaque jonction entre deux secteurs d’anneau 10 adjacents selon la direction circonférentielle Dc, un joint d’étanchéité 42 de forme cylindrique. Le joint d’étanchéité 42 est disposé entre les bases 12 des deux secteurs d’anneau 10 adjacents, et s’étend principalement selon la direction axiale DA, c’est-à-dire que la base de la forme cylindrique s’étend dans un plan orthogonal à la direction axiale DA et les génératrices de la forme cylindrique s’étendent parallèlement à la direction axiale DA.
De préférence, la base de la forme cylindrique forme un disque avec un périmètre extérieur circulaire. Le joint d’étanchéité 42 comprend, dans un plan de coupe orthogonale à la direction axiale DA, une section circulaire avec un diamètre compris entre 0,5 mm et 5 mm.
Dans une variante ou la base de la forme cylindrique présente une autre forme qu’une disque, la section circulaire du joint d’étanchéité 42 s’inscrit dans un cercle dont le diamètre est compris entre 0,5 mm et 5 mm.
Chaque secteur d’anneau 10 comprend une première face inter secteur 102a et une seconde face inter secteur (102b mais pas encore visible sur la figure 2), chaque face inter secteur 102a et 102b comprenant une zone 104 de coopération avec le joint cylindrique 42 à hauteur de la base 12 du secteur d’anneau 10. A chaque jonction entre deux secteurs d’anneau 10 adjacents, un joint d’étanchéité 42 coopère avec la première face inter secteur 102a d’un premier secteur d’anneau 10 et la seconde face inter secteur 102b d’un second secteur d’anneau 10. La zone 104 de coopération est formée par un biseau 106 de la face inter secteur 102a ou 102b. Par conséquent chaque face inter secteur, aussi bien une première face inter secteur 102a qu’une seconde face inter secteur 102b, comprend trois parties : une partie radialement interne 105, une partie radialement externe 107 et une partie intermédiaire 106 formant le biseau et située radialement entre la partie radialement interne 105 et la partie radialement externe 107, comme cela est représenté sur les figures 1 et 2 et sur la figure 3 qui présente un zoom de la partie biseauté d’une face inter secteur du secteur d’anneau de la figure 2.
La partie radialement interne 105 et la partie radialement externe 107 d’une même face inter secteur sont parallèle l’une à l’autre mais décalées axialement. Selon la direction circonférentielle Dc, la partie radialement interne 105 d’une face inter secteur est plus proche du secteur d’anneau 10 adjacent que la partie radialement externe 107 de la même face inter secteur. Autrement dit, sur un secteur d’anneau 10, la distance selon la direction circonférentielle Dc séparant la partie radialement interne 105 de la première face inter secteur 102a du secteur d’anneau 10 de la partie radialement interne 105 de la seconde face inter secteur 102b du même secteur d’anneau 10 est plus grand que la distance selon la direction circonférentielle Dc séparant la partie radialement externe 107 de la première face inter secteur 102a du secteur d’anneau 10 de la partie radialement externe 107 de la seconde face inter secteur 102b du même secteur d’anneau 10.
Chaque biseau 106 d’une face inter secteur peut former un angle oc compris entre 10° et 80° par rapport à la direction radiale [ft. L’usinage du biseau de la face inter secteur s’étend sur l’ensemble de la face inter secteur selon la direction axiale D .
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la première face inter secteur 102a et la seconde face inter secteur 102b de chaque secteur d’anneau 10 comprennent chacune une fente radiale amont 116 s’étendant depuis la base 12 jusqu’à une partie de la hauteur de la patte d’accrochage amont 16, et une fente radiale aval 114 s’étendant depuis la base 12 jusqu’à une partie de la hauteur de la patte d’accrochage aval 14.
Les fentes radiales aval et amont 114 et 116 s’étendent chacune depuis le biseau L’ensemble d’anneau 102 comprend en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d’anneau 10 adjacents selon la direction circonférentielle Dc, une languette d’étanchéité amont 126 s’insérant dans les fentes radiales amont 116 des deux secteurs d’anneau 10 adjacents et une languette d’étanchéité aval 124 s’insérant dans les fentes radiales aval 114 des deux secteurs d’anneau adjacents, les languettes d’étanchéité amont et aval 126 et 124 étant disposées radialement à l’extérieur du joint d’étanchéité 42.
La languette d’étanchéité aval 124 et la languette d’étanchéité amont 126 comprennent une encoche 130 coopérant avec le joint d’étanchéité 42 pour le maintenir radialement en position.
Les joints d’étanchéité 42 sont réalisé à partir d’un matériau métallique choisi parmi HA188®, Inco 750-X®, Waspaloy X®, et le CMC.
Sur les figures 4 et 5 sont représentées deux vues en coupe d’un secteur d’anneau selon un second mode de réalisation de l’invention.
Le second mode de réalisation diffère du premier mode de réalisation en ce que la zone 104 de coopération du secteur d’anneau 10 avec le joint d’étanchéité n’est pas un biseau mais une gorge hémicirculaire 109 dans lequel est inséré partiellement selon la direction circonférentielle Dc, le joint d’étanchéité 42.
Chaque gorge hémicylindrique 109 présente un rayon supérieur au rayon du joint d’étanchéité, et compris entre 0,25 mm et 3 mm.
Dans une variante non illustrée, les languettes d’étanchéité pourraient être remplacées par des rouleaux d’étanchéité, similaire aux joints d’étanchéités par leur conception, disposés radialement dans des gorges hémisphériques qui remplaceraient les fentes radiales.
La présente invention propose ainsi un ensemble d’anneau de turbine une masse réduite et en réduisant d’autant plus l’intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d’anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement de la turbine.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Ensemble (2) d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4), définissant une direction axiale (DA), une direction radiale (DR) et une direction circonférentielle (Dc), et une structure de support d'anneau (6) maintenue par un carter de turbine, chaque secteur d'anneau (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s'étendent radialement vers l'extérieur une patte d'accrochage amont (16) et une patte d'accrochage aval (14) espacées axialement l'une de l'autre, la structure de support d'anneau (6) comportant une bride radiale amont (62) et une bride radiale aval (64) entre lesquelles sont maintenues la patte d'accrochage amont (16) et la patte d'accrochage aval (14) de chaque secteur d'anneau (10), l'ensemble (2) d'anneau comprenant en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d'anneau (10) adjacents selon la direction circonférentielle (Dc), un premier élément d'étanchéité (42) s'étendant principalement selon la direction axiale (DA) et disposé entre les bases (12) des deux secteurs d'anneau (10) adjacents, un deuxième élément d'étanchéité (124) s'étendant radialement le long de la patte d'accrochage aval (14), et un troisième élément d'étanchéité (126) s'étendant radialement le long de la patte d'accrochage aval (16), caractérisé en ce que le premier élément d'étanchéité (42) est un joint d'étanchéité cylindrique, le deuxième élément d'étanchéité (124) s'étend radialement depuis le joint d'étanchéité (42) cylindrique en formant une liaison étanche, et le troisième élément d'étanchéité (126) s'étend radialement depuis le joint d'étanchéité (42) cylindrique en formant une liaison étanche.
[Revendication 2] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel le joint d'étanchéité (42) comprend, dans un plan de coupe orthogonale à la direction axiale (DA), une section avec un diamètre compris entre 0,5 mm et 5 mm.
[Revendication 3] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel chaque secteur d'anneau (10) comprend une première face inter secteur (102a) et une seconde face inter secteur (102b), chaque face inter secteur (102a, 102b) comprenant une zone de coopération (104) avec le joint d'étanchéité (42) à hauteur de la base (12) du secteur d'anneau (10).
[Revendication 4] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 3, dans lequel la zone de coopération (104) est formée par un biseau (106) de la face inter secteur (102a, 102b).
[Revendication 5] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 3, dans lequel la zone de coopération (104) est formée par une gorge inter secteur hémicylindrique (109).
[Revendication 6] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon l'une des revendications 3 à 5, dans lequel la première face inter secteur (102a) et la seconde face inter secteur (102b) de chaque secteur d'anneau (10) comprennent une fente radiale amont (116) s'étendant depuis la base (12) jusqu'à une partie de la hauteur de la patte d'accrochage amont (16), une fente radiale aval (114) s'étendant depuis la base (12) jusqu'à une partie de la hauteur de la patte d'accrochage aval (14), et l'ensemble (3) comprenant en outre, à chaque jonction entre deux secteurs d'anneau (10) adjacents selon la direction circonférentielle (Dc), une languette d'étanchéité amont (126) s'insérant dans les fentes radiales amont (116) des deux secteurs d'anneau (10) adjacents et une languette d'étanchéité aval (124) s'insérant dans les fentes radiales aval (114) des deux secteurs d'anneau (10) adjacents, les languettes d'étanchéité amont et aval (124, 126) étant disposées radialement à l'extérieur du joint d'étanchéité (42).
[Revendication 7] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 6, dans lequel la languette d'étanchéité aval (124) et la languette d'étanchéité amont (126) comprennent une encoche (130) coopérant avec le joint d'étanchéité (42) pour le maintenir radialement en position.
[Revendication 8] Ensemble d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel le joint d'étanchéité (42) est réalisé à partir d'un matériau métallique choisi parmi A600®, Hastelloy X®, HA188®, et le HS25®.
[Revendication 9] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel pour maintenir radialement le secteur d'anneau (10) en position avec la structure de support d'anneau (6), l'ensemble (2) d'anneau comprenant, pour chaque secteur d'anneau (10), au moins un premier pion (50) traversant la patte d'accrochage aval (14) et la bride radiale aval (64) et au moins un second pion (40) traversant la patte d'accrochage amont (16) et la bride radiale amont (62). [Revendication 10] Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 9, dans lequel le premier pion (50) et le second pion (40) sont deux pions transversaux, chaque pion transversal traversant la patte d'accrochage amont (16) et la patte d'accrochage aval (14) du secteur d'anneau (10) et le support d'anneau (6) pour maintenir le secteur d'anneau
(10) et le support d'anneau (6) solidaires l'un de l'autre.
[Revendication 11] Turbomachine comprenant un ensemble (2) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.
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