EP4689360A1 - Ensemble d'anneau de turbine avec une tole d'etancheite - Google Patents

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

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Publication number
EP4689360A1
EP4689360A1 EP24723420.6A EP24723420A EP4689360A1 EP 4689360 A1 EP4689360 A1 EP 4689360A1 EP 24723420 A EP24723420 A EP 24723420A EP 4689360 A1 EP4689360 A1 EP 4689360A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ring
sealing sheet
downstream
turbine
upstream
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
EP24723420.6A
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 EP4689360A1 publication Critical patent/EP4689360A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • 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 sectors comprise an annular base whose inner face defines the inner face of the turbine ring and an outer face from which two legs extend radially, the ends of which 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 ring sectors 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 shrink-fit assemblies (usually used for metallic rings) and its thermal expansion is lower than that of a metallic material.
  • the ring is clamped between two metal tabs.
  • the downstream tab is directly connected to the casing, describing a one-piece ring, ensuring increased sealing compared to a solution with a sectorized spacer.
  • the upstream tab includes a sectorized flange screwed onto the casing.
  • These two metal tabs include a lip to better control the ring/casing seal. For each ring sector, this lip is straight so that there is always linear contact, and thus good sealing, even if the ring tilts.
  • Another flange is dedicated to the recovery of the force from the high pressure distributor (DHP force). It allows the DHP force to be recovered and transferred directly to the crankcase, without passing the forces through the CMC ring.
  • pre-tightening is carried out during assembly. This pre-tightening makes it possible to compensate for the differential axial expansion between the CMC ring and the metal parts in contact. Thus, when hot, axial contact is maintained and the seal between the vein cavity and the non-vein cavity is ensured.
  • the straight lips, or straight supports provide a seal between the cavity above the ring and the vein. It is this seal that ensures the presence of greater pressure in the ring cavity and helps prevent the potential reintroduction of vein gases at the combustion chamber outlet (too hot for metal parts) into the cavities outside the veins. Maintaining this seal at a sufficient level throughout the entire service life of the technology is therefore essential.
  • the first results showed an increase in leakage at the end, which is not acceptable with regard to good maintenance of overpressure in the cavities outside the vein compared to the main vein.
  • 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. More particularly, 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 casing, each ring sector comprising a base from which an upstream attachment lug and a downstream attachment lug extend radially outwards, axially spaced from one another, the ring support structure comprising an upstream radial flange and a downstream radial flange between which the upstream attachment lug and the downstream attachment lug of each ring sector are held, and, to radially hold 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 downstream radial flange. the upstream radial flange.
  • the turbine ring assembly according to the invention is remarkable in particular in that it further comprises an annular metal sealing sheet mounted between the downstream attachment lug of the ring sector and the downstream radial flange of the ring support structure.
  • the sealing sheet allows the force to be distributed over the entire tangential length of the ring sector, even though the casing transmits more forces in certain areas, due to a stiffness varying tangentially according to the integration.
  • the sealing sheet can form a radial crown extending over at least part of the radial length of the downstream attachment lug, the sealing sheet being crossed by said at least one first pin to be held radially with the ring sector and the ring support structure.
  • Maintaining the sealing sheet is necessary to prevent ingestion into the primary vein during clearance openings during operation (unplanned event generating non-nominal part thermal gradients for example).
  • the sealing sheet may comprise a thickness of between 0.1 mm and 1 mm, the thickness being measured in the axial direction.
  • the thinness of the sealing sheet allows for contact that generates less wear. In fact, due to its flexibility, it will accept deformation in the areas where the contact forces are the highest, thus relieving the CMC material parts in the same locations.
  • the thickness of the sealing sheet may vary along the circumferential direction of the crown formed by the sealing sheet.
  • the variation in the thickness of the sheet metal in the circumferential direction makes it possible to distribute the forces uniformly over the CMC material ring sector, with for example a thickness twice as great near the inter-sectors (significant forces) than at the middle of the ring.
  • the sealing sheet may comprise a radial length of between 3 mm and 10 mm.
  • the sealing sheet may form a axial ring extending in the axial direction, with a thickness measured in the radial direction and a length in the axial direction greater than the thickness, the downstream radial flange comprising a first groove extending in the circumferential direction, and the downstream attachment lug comprising a second groove extending in the circumferential direction opposite the first groove, the first groove and the second groove each having a depth measured in the axial direction less than half the axial length of the sealing sheet.
  • This embodiment makes it possible to reduce the value of the hooping between the flanges of the ring support and the ring attachment lugs. This gives an order of magnitude of a few hundredths of a millimeter to 0.2 mm on an initial value of 0.2 to 0.3 mm. The contact constraints are reduced as well as the risks of damage accordingly.
  • the sealing sheet may be made from a metallic material selected from A600®, Hastelloy X®, HA188®, and HS25®.
  • A600® has an intermediate coefficient of expansion between that of Wasploy® metal parts and CMC.
  • Hastelloy X® and HA188® make it possible to manufacture a thin part, of the order of 0.1 mm in particular, with good resistance to high temperatures.
  • HS25 has good behavior in contact with CMC (very little chemical interaction).
  • the sealing sheet may comprise a plurality of sheet sectors together forming a ring coaxial with the turbine ring, the sealing sheet sectors comprising a length between 50 mm and 150 mm in the circumferential direction of the turbine ring.
  • the first pin and the second pin are two transverse pins, each transverse pin passing through the upstream hooking lug and the downstream hooking lug of the ring sector and the ring support to hold the ring sector and the ring support integral with each other.
  • the turbine ring assembly may further comprise another annular metal sealing sheet mounted between the upstream attachment lug of the ring sector and the upstream radial flange of the ring support structure.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising an assembly as defined above.
  • Figure 3 shows a partial perspective view of a portion of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • Figure 4 shows a perspective view of a portion of a turbine ring assembly according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 5 shows a schematic sectional view along a plane including the axial direction and the radial direction of the turbine ring assembly of Figure 4.
  • 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 .
  • Figures 2 and 3 show two perspective views of a portion of the turbine ring assembly of Figure 1.
  • the turbine ring assembly 2 shown in FIGS. 1 to 3 includes in particular a turbine ring 4 made of ceramic matrix composite (CMC) material centered on a longitudinal axis X-X, 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.
  • 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 indicates the axial direction of the turbine ring while the arrow DR 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 or abrasive 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 shell 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 shell 60.
  • the downstream radial flange 64 comprises an attachment portion 640 projecting radially from the shell 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 620 of the upstream radial flange 62.
  • the upstream radial flange 62 and the downstream radial flange 64 thus form two attachment flanges for 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 turbine ring assembly according to the invention further comprises an annular metal sealing sheet 66 mounted between the downstream attachment lug 14 of the ring sector 10 and the attachment portion 640 of the downstream radial flange 64 of the ring support structure 6.
  • the sealing sheet 66 makes it possible to distribute the force over the entire tangential length of the ring sector 10, even though the casing transmits more forces in certain zones, due to a stiffness varying tangentially according to the integration.
  • the sealing sheet 66 forms a radial crown, that is to say forming a crown having a length in the radial direction D R greater than its thickness measured in the axial direction D .
  • the radial crown formed by the sealing sheet 66 extends, in the radial direction, over at least part of the radial length of the downstream attachment lug 14.
  • the sealing sheet 66 comprises a plurality of sheet metal sectors together forming the radial crown, this radial crown being coaxial with the turbine ring 4.
  • the sealing sheet metal sectors comprise a length of between 50 mm and 150 mm in the circumferential direction D c of the turbine ring 4.
  • the sealing sheet 66 may be formed from a ring in a single piece.
  • the sealing sheet 66 further comprises axial orifices each crossed by a downstream pin 50 to ensure the radial retention of the sealing sheet 66 with the ring sector 10 and the ring support structure 6.
  • the sealing sheet 66 has a thickness, in the axial direction D A , of between 0.1 mm and 1 mm. This thinness makes it possible to have contact generating less wear.
  • the axial thickness of the sealing sheet 66 may vary along a circumferential direction of the crown formed by the sealing sheet, the circumferential direction being orthogonal to the radial direction D R and to the axial direction D A and describing a circle around the axis X.
  • the sealing sheet has a length in the radial direction DR of between 3 mm and 10 mm.
  • the sealing sheet is made from a metallic material chosen from A600®, Hastelloy X®, HA188®, and HS25®.
  • A600® has an intermediate coefficient of expansion between that of Wasploy® metal parts and CMC.
  • Hastelloy X® and HA188® make it possible to manufacture a thin part, of the order of 0.1 mm in particular, with good resistance to high temperatures.
  • HS25 has good behavior in contact with CMC (very little chemical interaction).
  • Figure 4 is schematically shown a perspective view of a portion of a turbine ring assembly according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 5 is schematically illustrated a sectional view along a plane comprising the radial direction DR and the axial direction D A of the ring assembly 2 of Figure 4.
  • the downstream radial flange 64 comprises a first groove 642 hollowed out in the attachment portion 640 and extending in the direction circumferential direction D c
  • the downstream hooking tab 14 comprises a second groove 140 extending in the circumferential direction D c opposite the first groove 642, the first groove and the second groove each having a depth measured in the axial direction D A less than half the axial length of the sealing sheet 660.
  • the present invention thus proposes a turbine ring assembly 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.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (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) de l'anneau (4) 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 patte d'accrochage (14, 16) de chaque secteur (10), et l'ensemble (2) comprenant, pour chaque secteur (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). L'ensemble d'anneau (2) comprend en outre une tôle intercalaire (66) annulaire montée entre la patte d'accrochage aval (14) du secteur d'anneau (10) et la bride radiale aval (64) de la structure de support d'anneau (6).

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 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 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.
Les secteurs d'anneau comportent 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 de secteurs d’anneau en CMC 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 des 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 les secteurs d’anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement de la turbine.
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.
En plus d’assurer le maintien de la pièce, les lèvres rectilignes, ou appuis rectilignes, assurent l’étanchéité entre la cavité au-dessus de l’anneau et la veine. C’est cette étanchéité qui assure la présence d’une pression plus importante dans la cavité anneau et permet de lutter contre les potentielles réintroductions de gaz de veine en sortie de chambre de combustion (trop chauds pour les pièces métalliques) dans les cavités hors-veines. Le maintien de cette étanchéité à un niveau suffisant sur l’ensemble de la durée de vie de la technologie est donc primordial.
Des essais ont été réalisés pour s’assurer du bon vieillissement de ces contacts et du maintien de l’étanchéité au cours des cycles de fonctionnement.
Les premiers résultats ont montré une augmentation de la fuite à l’issue, ce qui n’est pas acceptable vis-à-vis de bon maintien en surpression des cavités hors-veine pas rapport à la veine principale.
Après analyse, il a été observé la formation d’un dépôt métallique sur l’anneau en CMC. Il apparaît que cette usure est due à la dilatation thermique différentielle aux extrémités de l’appui, l’anneau en CMC se dilatant moins que les pièces métalliques non sectorisées en interface, à même température.
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, et, 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.
L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention est remarquable notamment en ce qu’il comprend en outre une tôle d’étanchéité métallique annulaire montée entre la patte d’accrochage aval du secteur d’anneau et la bride radiale aval de la structure de support d’anneau.
Les lèvres rectilignes utilisées dans l’art antérieur sont remplacées par une tôle intercalaire disposée entre la patte d’accrochage aval et la bride radiale aval. Cette tôle d’étanchéité permet de limiter les frottements entre la bride radiale aval et la patte d’accrochage aval et ainsi de limiter l’usure au niveau des contacts. Cette tôle permet d’améliorer la tribologie du contact en lissant les efforts tout au long de la pièce.
Cela permet par conséquent d’améliorer les performances en fonctionnement de l’anneau de turbine et d’augmenter sa durée de vie.
Plus explicitement, la tôle d’étanchéité permet de répartir l’effort sur toute la longueur tangentielle du secteur d’anneau, alors même que le carter transmet plus d’efforts dans certaines zones, du fait d’une raideur variant tangentiellement selon l’intégration. Selon un premier aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la tôle d’étanchéité peut former une couronne radiale s’étendant sur au moins une partie de la longueur radiale de la patte d’accrochage aval, la tôle d’étanchéité étant traversée par ledit au moins un premier pion pour être maintenu radialement avec le secteur d’anneau et la structure de support d’anneau.
Ledit au moins un orifice prévu dans la tôle d’étanchéité pour être traversé par ledit au moins un pion servant pour le maintien radial et tangentiel de l’anneau de turbine avec la structure de support d’anneau permet d’intégrer facilement la tôle sans nécessiter un ajustement de la géométrie de référence tel que l’ajout de pièce supplémentaire générant un encombrement axial très important.
Le maintien de la tôle d’étanchéité est nécessaire pour éviter une ingestion dans la veine primaire lors d’ouvertures de jeu en fonctionnement (évènement non prévu générant des gradients thermiques de pièce non nominaux par exemple).
Selon un deuxième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la tôle d’étanchéité peut comprendre une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm, l’épaisseur étant mesurée selon la direction axiale.
La finesse de la tôle d’étanchéité permet d’avoir un contact générant moins d’usure. En effet, celle-ci va de par sa souplesse accepter de se déformer dans les zones où les efforts de contact sont les plus élevés, soulageant ainsi les parties en matériau CMC dans les mêmes localisations.
Selon un troisième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, l’épaisseur de la tôle d’étanchéité peut varier le long de la direction circonférentielle de la couronne formée par la tôle d’étanchéité.
La variation de l’épaisseur de la tôle selon la direction circonférentielle permet de répartir uniformément les efforts sur le secteur d’anneau en matériau CMC, avec par exemple une épaisseur deux fois plus importante proches des inter-secteurs (efforts importants) qu’au niveau du milieu de l’anneau.
Selon un quatrième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la tôle d’étanchéité peut comprendre une longueur radiale comprise entre 3 mm et 10 mm.
Selon un cinquième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine proposant une réalisation alternative de la tôle d’étanchéité, la tôle d’étanchéité peut former un anneau axial s’étendant selon la direction axiale, avec une épaisseur mesurée selon la direction radiale et une longueur selon la direction axiale plus grande que l’épaisseur, la bride radiale aval comportant une première gorge s’étendant selon la direction circonférentielle, et la patte d’accrochage aval comportant une seconde gorge s’étendant selon la direction circonférentielle en vis-à-vis de la première gorge, la première gorge et la seconde gorge ayant chacune une profondeur mesurée selon la direction axiale inférieure à la moitié de la longueur axiale de la tôle d’étanchéité.
Ce mode de réalisation permet de diminuer la valeur du frettage entre les brides du support d’anneau et les pattes d’accrochage de l’anneau. On obtient ainsi un ordre de grandeur de quelques centièmes de millimètres à 0,2 mm sur une valeur initiale de 0,2 à 0,3 mm. Les contraintes de contact sont réduites ainsi que les risques d’endommagement en conséquence.
Selon un sixième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la tôle d’étanchéité peut être réalisée à partir d’un matériau métallique choisi parmi A600®, Hastelloy X®, HA188®, et le HS25®.
L’A600® possède un coefficient de dilatation intermédiaire entre celui des pièces métalliques en Wasploy® et le CMC. L’Hastelloy X® et le HA188® permettent de fabriquer une pièce fine, de l’ordre de 0,1 mm notamment, avec une bonne tenue aux hautes températures. Le HS25 possède un bon comportement au contact du CMC (très peu d’interaction chimique).
De plus, en cas de rampement thermique entre les pièces, le carter vient frotter contre cette tôle d’étanchéité métallique, ce contact ne générant pas d’usure notable. Le rampement différentiel entre l’anneau de turbine en matériau CMC et cette tôle d’étanchéité est lui plus faible que si l’on avait directement un contact entre la pièce en matériau CMC et le carter. Cela est d’autant plus vrai si on utilise pour la tôle d’étanchéité un matériau à la dilatation thermique intermédiaire entre le carter métallique et l’anneau CMC.
Selon un septième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, la tôle d’étanchéité peut comprendre une pluralité de secteurs de tôle formant ensemble un anneau coaxial avec l’anneau de turbine, les secteurs de tôle d’étanchéité comprenant une longueur comprise entre 50 mm et 150 mm dans la direction circonférentielle de l’anneau de turbine.
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’ensemble d’anneau de turbine peut comprendre en outre une autre tôle d’étanchéité métallique annulaire montée entre la patte d’accrochage amont du secteur d’anneau et la bride radiale amont de la structure de support d’anneau.
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 un premier mode de réalisation de 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 une vue partielle en perspective d’une portion de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 1 .
[Fig. 4] La figure 4 représente une vue en perspective d’une portion d’un ensemble d’anneau de turbine selon un second mode de réalisation de l’invention.
[Fig. 5] La figure 5 représente une vue schématique en coupe selon un plan comprenant la direction axiale et la direction radiale de l’ensemble d’anneau de turbine de la figure 4.
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 . Les figures 2 et 3 représentent deux vues 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 à 3 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.
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 D 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, ou abrasif, 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 620 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.
L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention comprend en outre une tôle d’étanchéité 66 métallique annulaire montée entre la patte d’accrochage aval 14 du secteur d’anneau 10 et portion d’attache 640 de la bride radiale aval 64 de la structure de support d’anneau 6.
La tôle d’étanchéité 66 permet de répartir l’effort sur toute la longueur tangentielle du secteur d’anneau 10, alors même que le carter transmet plus d’efforts dans certaines zones, du fait d’une raideur variant tangentiellement selon l’intégration.
La tôle d’étanchéité 66 forme une couronne radiale, c’est-à-dire formant une couronne présentant une longueur selon la direction radiale DR plus importante que son épaisseur mesurée selon la direction axiale D . La couronne radiale formée par la tôle d’étanchéité 66 s’étend, selon la direction radiale, sur au moins une partie de la longueur radiale de la patte d’accrochage aval 14.
La tôle d’étanchéité 66 comprend une pluralité de secteurs de tôle formant ensemble la couronne radiale, cette couronne radiale étant coaxiale avec l’anneau de turbine 4. Les secteurs de tôle d’étanchéité comprennent une longueur comprise entre 50 mm et 150 mm dans la direction circonférentielle Dc de l’anneau de turbine 4.
Dans une variante, la tôle d’étanchéité 66 peut être formée d’un anneau en un seul et même morceau. La tôle d’étanchéité 66 comprend en outre des orifices axiaux traversés chacun par un pion aval 50 pour assurer le maintien radial de la tôle d’étanchéité 66 avec le secteur d’anneau 10 et la structure de support d’anneau 6.
La tôle d’étanchéité 66 comprend une épaisseur, selon la direction axiale DA, comprise entre 0,1 mm et 1 mm. Cette finesse permet d’avoir un contact générant moins d’usure.
Dans certains modes de réalisation, l’épaisseur axiale de la tôle d’étanchéité 66 peut varier le long d’une direction circonférentielle de la couronne formée par la tôle d’étanchéité, la direction circonférentielle étant orthogonale à la direction radiale DR et à la direction axiale DA et décrivant un cercle autour de l’axe X.
La tôle d’étanchéité comprend une longueur selon la direction radiale DR comprise entre 3 mm et 10 mm.
La tôle d’étanchéité est réalisée à partir d’un matériau métallique choisi parmi A600®, Hastelloy X®, HA188®, et le HS25®.
L’A600® possède un coefficient de dilatation intermédiaire entre celui des pièces métalliques en Wasploy® et le CMC. L’Hastelloy X® et le HA188® permettent de fabriquer une pièce fine, de l’ordre de 0,1 mm notamment, avec une bonne tenue aux hautes températures. Le HS25 possède un bon comportement au contact du CMC (très peu d’interaction chimique).
Sur la figure 4 est représentée schématiquement une vue en perspective d’une portion d’un ensemble d’anneau de turbine selon un second mode de réalisation de l’invention.
Sur la figure 5 est illustré schématiquement une vue en coupe selon un plan comprenant la direction radiale DR et la direction axiale DA de l’ensemble d’anneau 2 de la figure 4.
Dans ce deuxième mode de réalisation illustré sur les figures 4 et 5, la tôle d’étanchéité 660 forme un anneau axial s’étendant selon la direction axiale DA, avec une épaisseur mesurée selon la direction radiale D et une longueur mesurée selon la direction axiale DA, la longueur axiale étant plus grande que l’épaisseur radiale.
Dans le second mode de réalisation, la bride radiale aval 64 comporte une première gorge 642 creusée dans la portion d’accroche 640 et s’étendant selon la direction circonférentielle Dc, et la patte d’accrochage aval 14 comporte une seconde gorge 140 s’étendant selon la direction circonférentielle Dc en vis-à-vis de la première gorge 642, la première gorge et la seconde gorge ayant chacune une profondeur mesurée selon la direction axiale DA inférieure à la moitié de la longueur axiale de la tôle d’étanchéité 660.
La présente invention propose ainsi un ensemble d’anneau de turbine possédant une masse réduite et 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), et, 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), caractérisé en ce qu'il comprend en outre une tôle d'étanchéité (66, 660) métallique annulaire montée entre la patte d'accrochage aval (14) du secteur d'anneau (10) et la bride radiale aval (64) de la structure de support d'anneau (6), et une autre tôle d'étanchéité métallique annulaire montée entre la patte d'accrochage amont (16) du secteur d'anneau (10) et la bride radiale amont (62) de la structure de support d'anneau (6).
[Revendication 2] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel la tôle d'étanchéité (66) forme une couronne radiale s'étendant sur au moins une partie de la longueur radiale de la patte d'accrochage aval (14), la tôle d'étanchéité (66) étant traversée par ledit au moins un premier pion (50) pour être maintenu radialement avec le secteur d'anneau (10) et la structure de support d'anneau (6).
[Revendication 3] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication
2, dans lequel la tôle d'étanchéité (66) comprend une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm, l'épaisseur étant mesurée selon la direction axiale (DA).
[Revendication 4] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication
3, dans lequel l'épaisseur de la tôle d'étanchéité (66) varie le long de la direction circonférentielle (DC) de la couronne formée par la tôle d'étanchéité (66).
[Revendication 5] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon l'une des revendications 2 à 4, dans lequel la tôle d'étanchéité (66) comprend une longueur radiale comprise entre 3 mm et 10 mm.
[Revendication 6] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel la tôle d'étanchéité (660) forme un anneau axial s'étendant selon la direction axiale, avec une épaisseur mesurée selon la direction radiale (DR) et une longueur selon la direction axiale (D ) plus grande que l'épaisseur, la bride radiale aval (64) comportant une première gorge s'étendant selon la direction circonférentielle (Dc), et la patte d'accrochage aval (14) comportant une seconde gorge s'étendant selon la direction circonférentielle (Dc) en vis-à-vis de la première gorge, la première gorge et la seconde gorge ayant chacune une profondeur mesurée selon la direction axiale (DA) inférieure à la moitié de la longueur axiale de la tôle d'étanchéité.
[Revendication 7] Ensemble d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel la tôle d'étanchéité (66, 660) est réalisée à partir d'un matériau métallique choisi parmi A600®, Hastelloy X®, HA188®, et le HS25®.
[Revendication 8] Ensemble (2) d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel la tôle d'étanchéité (66, 660) comprend une pluralité de secteurs de tôle d'étanchéité formant ensemble un anneau coaxial avec l'anneau de turbine (4), les secteurs de tôle comprenant une longueur comprise entre 50 mm et 150 mm dans la direction circonférentielle (DC) de l'anneau de turbine (4).
[Revendication 9] Ensemble d'anneau de turbine selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel le premier pion et le second pion 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 10] Turbomachine comprenant un ensemble (2) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
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