FR2957115A1

FR2957115A1 - Turbine stage i.e. low pressure turbine stage, for turbomachine e.g. turbojet, of aircraft, has envelope pre-stressed on casing and rectifier and arranged in continuous contact with casing and rectifier

Info

Publication number: FR2957115A1
Application number: FR1000909A
Authority: FR
Inventors: Aurelien Rene Pierre Massot; Jean Luc Soupizon
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2010-03-05
Filing date: 2010-03-05
Publication date: 2011-09-09
Anticipated expiration: 2030-03-05
Also published as: FR2957115B1

Abstract

The stage (12) has a rectifier assembled inside a casing (22) and formed of an annular row of fixed vanes (20) connected to an external annular platform (32). The platform has an anchoring unit anchored on the casing and a heat insulation unit assembled in an annular cavity (42) formed between the platform and the casing. The heat insulation unit has a rigid annular structure (66) enclosed by an envelope (68) made of a compressible and heat insulating material. The envelope is pre-stressed on the casing and the rectifier and arranged in continuous contact with the casing and the rectifier. The rigid annular structure has a metal strip (70) enclosing a multi-layer cellular structure (67) e.g. metal or composite honeycomb structure.

Description

ETAGE DE TURBINE DANS UNE TURBOMACHINE La présente invention concerne un étage de turbine dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur. Une turbomachine comprend essentiellement d'amont en aval un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur alimentant la chambre de combustion en air sous pression, et la turbine recevant les gaz chauds provenant de la chambre de combustion pour en extraire de l'énergie. Classiquement, un étage de turbine basse pression comprend un redresseur formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes s'étendant radialement entre deux plates-formes annulaires interne et externe et une roue de rotor montée en amont du redresseur à l'intérieur d'un anneau porté par un carter entourant l'étage de turbine. La plate-forme externe du redresseur comprend des moyens d'accrochage sur le carter. The present invention relates to a turbine stage in a turbomachine such as a turbojet engine or a turboprop engine. A turbomachine essentially comprises, from upstream to downstream, a compressor, a combustion chamber and a turbine, the compressor supplying the combustion chamber with pressurized air, and the turbine receiving the hot gases coming from the combustion chamber to extract them from the combustion chamber. 'energy. Conventionally, a low-pressure turbine stage comprises a rectifier formed of an annular row of stationary vanes extending radially between two inner and outer annular platforms and a rotor wheel mounted upstream of the rectifier inside. a ring carried by a casing surrounding the turbine stage. The outer platform of the rectifier comprises means for attachment to the housing.

L'anneau porte une garniture d'étanchéité coopérant avec des léchettes de la périphérie externe de la roue de rotor et est serré entre un rebord annulaire amont de la plate-forme externe du redresseur et les moyens d'accrochage de la plate-forme. En fonctionnement, une partie des gaz chauds sortant de la chambre de combustion et circulant dans la turbine s'échappe entre l'extrémité aval radialement interne de la roue de rotor et l'extrémité amont de la plate-forme externe du redresseur. Ces gaz traversent ensuite la zone de fixation aval de l'anneau au carter et circulent dans une cavité annulaire définie entre le carter et la plate-forme externe du redresseur. The ring carries a seal cooperating with wipers of the outer periphery of the rotor wheel and is clamped between an upstream annular flange of the outer platform of the straightener and the attachment means of the platform. In operation, a portion of the hot gases leaving the combustion chamber and flowing in the turbine escapes between the radially inner end of the rotor wheel and the upstream end of the external platform of the rectifier. These gases then pass through the downstream fixing zone of the ring to the casing and circulate in an annular cavity defined between the casing and the external platform of the rectifier.

Cette recirculation de gaz chauds vers le carter de turbine conduit à une dilatation de celui-ci. II s'ensuit une augmentation des jeux entre les parties tournantes et les parties fixes et particulièrement entre les léchettes de la roue de rotor et la garniture d'étanchéité, conduisant à une augmentation de la consommation en carburant et une diminution des performances de la turbomachine. This recirculation of hot gases to the turbine casing leads to a dilation thereof. This results in an increase in the clearances between the rotating parts and the fixed parts and particularly between the wipers of the rotor wheel and the packer, leading to an increase in the fuel consumption and a decrease in the performance of the turbomachine. .

Pour limiter l'augmentation de température du carter, une solution pourrait consister à monter des moyens d'isolation thermique au droit du redresseur dans la cavité annulaire définie entre la plate-forme externe du redresseur et le carter. To limit the increase in temperature of the housing, one solution could be to mount thermal insulation means to the right of the rectifier in the annular cavity defined between the outer platform of the rectifier and the housing.

Toutefois, les vibrations générées par la turbomachine sont tellement fortes qu'aucun moyen d'isolation thermique classique ne résiste lors du fonctionnement de la turbomachine de sorte que le carter n'est plus isolé thermiquement. Ainsi, il existe un besoin pour la réalisation d'une isolation thermique du carter de turbine qui soit fiable dans le temps. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue. A cette fin, elle propose un étage de turbine pour une turbomachine comprenant un redresseur monté à l'intérieur d'un carter et formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes reliées à une plate-forme annulaire externe comportant des moyens d'accrochage sur le carter, et des moyens d'isolation thermique montés dans une cavité annulaire formée entre la plate-forme et le carter, caractérisé en ce que ces moyens d'isolation thermique comprennent une structure annulaire rigide entourée par une enveloppe en matière compressible et isolante thermiquement qui est précontrainte sur le carter et le redresseur et qui est en contact continu sur toute son étendue avec le carter et le redresseur. La conception de moyens d'isolation thermique à structure interne rigide permet aux moyens d'isolation thermique de résister aux vibrations de la turbomachine en fonctionnement. L'utilisation d'une couche ou enveloppe externe compressible permet un montage à force des moyens d'isolation thermique dans la cavité annulaire afin d'assurer un contact continu et permanent en fonctionnement des moyens d'isolation thermique avec le carter et le redresseur. However, the vibrations generated by the turbomachine are so strong that no conventional thermal insulation means is resistant during operation of the turbomachine so that the casing is no longer thermally insulated. Thus, there is a need for the realization of a thermal insulation of the turbine casing which is reliable over time. The invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to this problem, to avoid the disadvantages of the known technique. To this end, it proposes a turbine stage for a turbomachine comprising a rectifier mounted inside a housing and formed of an annular row of fixed vanes connected to an external annular platform comprising hooking means. on the casing, and thermal insulation means mounted in an annular cavity formed between the platform and the casing, characterized in that these thermal insulation means comprise a rigid annular structure surrounded by an envelope of compressible and insulating material thermally which is prestressed on the housing and the rectifier and which is in continuous contact over its entire extent with the housing and the rectifier. The design of heat insulation means with a rigid internal structure allows the thermal insulation means to withstand the vibrations of the operating turbomachine. The use of a compressible outer layer or envelope enables the thermal insulation means to be mounted in force in the annular cavity in order to ensure continuous and continuous contact in operation of the thermal insulation means with the casing and the rectifier.

Ainsi, toute circulation d'air est empêchée sur la surface interne du carter puisque les moyens d'isolation thermique sont maintenus en position durant tout le fonctionnement de la turbomachine. L'enveloppe compressible permet également d'éviter tout contact entre la structure rigide des moyens d'isolation thermique et le carter également rigide, ce qui provoquerait une usure prématurée de ce dernier. Avantageusement, les moyens d'accrochage de la plate-forme comprennent des pattes annulaires amont et aval appliquant l'enveloppe compressible sur le carter afin d'assurer la précontrainte des moyens d'isolation thermique sur le carter et sur le redresseur. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'étage de turbine comprend également une roue de rotor agencé en amont du redresseur et tournant à l'intérieur d'un anneau porté par le carter, cet anneau définissant une autre cavité annulaire avec le carter dans laquelle sont montés des moyens d'isolation thermique du type précité. Dans une réalisation particulière de l'invention, la structure annulaire rigide comprend un feuillard métallique entourant une structure alvéolaire multicouche. La disposition d'un feuillard métallique autour de la structure alvéolaire évite un endommagement de l'enveloppe isolante compressible par les feuilles de faible épaisseur (de l'ordre de 0,07 à 0,08 millimètres) de la structure alvéolaire multicouche. Dans une réalisation pratique de l'invention, le feuillard métallique externe a une épaisseur de l'ordre de 0,lmm à 0,25mm et les alvéoles ont des dimensions géométriques de l'ordre de 0,8mm à 1,6mm, voire 3mm. Une telle dimension des alvéoles permet d'éviter que des recirculations d'air dans les alvéoles suite à une perforation de l'enveloppe compressible ne réchauffent la structure rigide et par suite le carter. Dans une réalisation pratique de l'invention, la structure alvéolaire est une structure métallique ou composite du type en nid d'abeille ou analogue. Une structure composite du type à matrice céramique présente l'avantage par rapport à une structure métallique d'avoir une plus faible conductivité thermique. Selon une autre caractéristique de l'invention, les couches de la structure alvéolaire s'étendent circonférentiellement. Thus, any air flow is prevented on the inner surface of the housing since the thermal insulation means are held in position during the entire operation of the turbomachine. The compressible envelope also makes it possible to avoid any contact between the rigid structure of the thermal insulation means and the equally rigid casing, which would cause premature wear of the latter. Advantageously, the hooking means of the platform comprise upstream and downstream annular tabs applying the compressible envelope on the housing to ensure the preload of the thermal insulation means on the housing and on the rectifier. According to another characteristic of the invention, the turbine stage also comprises a rotor wheel arranged upstream of the rectifier and rotating inside a ring carried by the casing, this ring defining another annular cavity with the casing. in which are mounted thermal insulation means of the aforementioned type. In a particular embodiment of the invention, the rigid annular structure comprises a metal strip surrounding a multilayer cellular structure. The arrangement of a metal strip around the honeycomb structure avoids damage to the compressible insulating envelope by the thin sheets (of the order of 0.07 to 0.08 millimeters) of the multilayer cellular structure. In a practical embodiment of the invention, the outer metal strip has a thickness of the order of 0.1 mm to 0.25 mm and the cells have geometric dimensions of the order of 0.8 mm to 1.6 mm, or even 3 mm. . Such a dimension of the cells makes it possible to prevent air recirculation in the cells following perforation of the compressible envelope from heating the rigid structure and consequently the casing. In a practical embodiment of the invention, the honeycomb structure is a metallic or composite structure of the honeycomb type or the like. A ceramic matrix type composite structure has the advantage over a metal structure of having a lower thermal conductivity. According to another characteristic of the invention, the layers of the cellular structure extend circumferentially.

Afin de faciliter la réalisation de l'étage de turbine, le redresseur et les moyens d'isolation thermique sont sectorisés. Avantageusement, l'enveloppe compressible est réalisée par tressage, ce qui permet lorsque la structure rigide est insérée dans l'enveloppe, de facilement appliquer l'enveloppe sur la structure rigide par traction sur les extrémités de l'enveloppe. La réalisation de l'enveloppe par tressage permet de garantir qu'elle reste bien en place sur le carter et ne frotte pas sur celui-ci. De plus, une telle enveloppe tressée est souple et compressible et facilite l'insertion des moyens d'isolation thermique dans la cavité annulaire d'un redresseur. In order to facilitate the realization of the turbine stage, the rectifier and the thermal insulation means are sectorized. Advantageously, the compressible envelope is made by braiding, which allows when the rigid structure is inserted into the envelope, to easily apply the envelope on the rigid structure by traction on the ends of the envelope. The realization of the envelope by braiding ensures that it remains in place on the housing and does not rub on it. In addition, such a braided envelope is flexible and compressible and facilitates the insertion of the thermal insulation means in the annular cavity of a rectifier.

Selon une autre caractéristique de l'invention, l'enveloppe compressible est réalisée en matière souple telle qu'un tissu épais résistant à haute température, du type laine de silice, et a une épaisseur d'environ 2 à 4mm. L'invention concerne également une turbomachine telle qu'un 20 turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant un étage de turbine basse pression du type décrit précédemment. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins 25 annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbine basse pression selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbine basse pression selon l'invention. 30 On se réfère tout d'abord à la figure 1, qui représente une turbine basse pression 10 d'un turboréacteur, comprenant plusieurs étages 12, 14 comportant chacun un redresseur 16, 18 formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes 20 portées par un carter 22 de la turbine, et une roue de rotor 24, 26 montée en amont du redresseur et tournant dans un anneau 28, 30 sectorisé porté par le carter 22 de turbine. According to another characteristic of the invention, the compressible envelope is made of a flexible material such as a thick, high temperature resistant fabric, of the silica wool type, and has a thickness of approximately 2 to 4 mm. The invention also relates to a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop, comprising a low pressure turbine stage of the type described above. The invention will be better understood and other details, advantages and features of the invention will become apparent on reading the following description given by way of non-limiting example, with reference to the appended drawings in which: FIG. a partial schematic view in axial section of a low pressure turbine according to the prior art; - Figure 2 is a partial schematic view in axial section of a low pressure turbine according to the invention. Referring firstly to FIG. 1, which shows a low-pressure turbine 10 of a turbojet, comprising a plurality of stages 12, 14 each having a rectifier 16, 18 formed of an annular row of fixed vanes 20 carried. by a casing 22 of the turbine, and a rotor wheel 24, 26 mounted upstream of the rectifier and rotating in a sectorized ring 28, 30 carried by the casing 22 of the turbine.

Chaque redresseur 16, 18 comprend deux plates-formes coaxiales interne et externe 32, respectivement, qui délimitent entre elles une veine annulaire d'écoulement des gaz dans la turbine et entre lesquelles s'étendent radialement les aubes fixes 20. Chaque plate-forme externe 32 comprend des moyens d'accrochage sur le carter. Ces moyens comprennent deux pattes annulaires amont 34 et aval 36, respectivement, comportant chacune à leur extrémité radialement externe un rebord cylindrique 38, 40 s'étendant vers l'amont et vers l'aval, respectivement. Une cavité annulaire 42 est formée entre chaque plate-forme externe 32 et le carter 22 et est délimitée en amont et en aval par les pattes annulaires amont 38 et aval 40, respectivement. Chaque roue de turbine 24, 26 comprend une pluralité d'aubes 44 s'étendant radialement entre une paroi de révolution interne et une paroi de révolution externe 46. Chaque paroi de révolution externe 46 porte sur sa surface externe des léchettes 48 coopérant avec une garniture d'étanchéité 50 en matériau abradable portée par l'anneau 28, 30 pour limiter le passage d'un flux de gaz à cet endroit. La garniture d'étanchéité 50 est une structure multicouche en nid d'abeille. Une cavité annulaire 52 est définie entre chaque anneau 28, 30 et le carter 22. L'anneau 28 du premier étage 12 de turbine basse pression comprend à son extrémité amont un rebord circonférentiel 54 serré radialement sur un rail annulaire 56 du carter 22 par un organe de verrouillage 58 à section en C engagé axialement sur le rail 56 du carter 22 et sur le rebord 54 de l'anneau 28. Les extrémités amont des anneaux 30 des étages suivants sont engagées sur un rail annulaire 60 du carter 22 pour leur maintien radial. Each rectifier 16, 18 comprises two inner and outer coaxial platforms 32, respectively, which delimit between them an annular flow vein of the gases in the turbine and between which the fixed vanes 20 extend radially. Each external platform 32 comprises hooking means on the housing. These means comprise two upstream and downstream annular tabs 36, respectively, each having at their radially outer end a cylindrical rim 38, 40 extending upstream and downstream, respectively. An annular cavity 42 is formed between each outer platform 32 and the housing 22 and is delimited upstream and downstream by the upstream annular tabs 38 and downstream 40, respectively. Each turbine wheel 24, 26 comprises a plurality of blades 44 extending radially between a wall of internal revolution and an external wall of revolution 46. Each wall of external revolution 46 carries on its outer surface wipers 48 cooperating with a gasket sealing 50 of abradable material carried by the ring 28, 30 to limit the passage of a flow of gas there. The seal 50 is a multilayer honeycomb structure. An annular cavity 52 is defined between each ring 28, 30 and the housing 22. The ring 28 of the first low-pressure turbine stage 12 comprises at its upstream end a circumferential rim 54 clamped radially on an annular rail 56 of the housing 22 by a locking member 58 with a C section engaged axially on the rail 56 of the casing 22 and on the rim 54 of the ring 28. The upstream ends of the rings 30 of the following stages are engaged on an annular rail 60 of the housing 22 for their maintenance radial.

L'extrémité aval de chaque anneau 28, 30 est bloquée radialement entre un rebord amont 62 d'une plate-forme externe 32 et un rebord cylindrique 38 d'une patte amont 34 d'un redresseur engagée sur un rail annulaire 64 du carter 22. Le rebord cylindrique aval 40 de chaque patte aval 36 d'un redresseur est serré radialement sur le rail annulaire 60 de maintien de l'anneau 30 situé en aval, au moyen d'un organe de verrouillage 58 à section en C engagé axialement sur ce rail annulaire 60 et sur le rebord cylindrique 40 de la patte aval. En fonctionnement, les zones annulaires de fixation amont et aval des anneaux 28, 30 et des plates-formes externes 32 au carter 22, telles que décrites ci-dessus, ne permettent pas d'assurer une étanchéité parfaite aux gaz circulant dans la veine annulaire. Ainsi, on observe en fonctionnement, que des gaz en provenance de la veine annulaire circulant au niveau des espacements axiaux entre les parois de révolution externes 46 des roues 24, 26 de rotor et les plates-formes externes 32 des redresseurs 16, 18 traversent les zones de fixation des anneaux 28, 30 et plates-formes externes 32 et viennent impacter le carter 22. II s'ensuit une dilatation du carter 22 conduisant à une augmentation du jeu entre les léchettes 48 et la garniture d'étanchéité 50 et donc à une diminution des performances de la turbomachine. L'invention permet d'isoler thermiquement le carter 22 en montant des moyens d'isolation thermique dans les cavités annulaires 42, ces moyens ayant une structure annulaire rigide 66 entourée par une enveloppe 68 en matière compressible et isolante thermiquement (figure 2). The downstream end of each ring 28, 30 is blocked radially between an upstream flange 62 of an external platform 32 and a cylindrical flange 38 of an upstream leg 34 of a rectifier engaged on an annular rail 64 of the housing 22. The downstream cylindrical rim 40 of each downstream leg 36 of a rectifier is clamped radially on the annular rail 60 for holding the ring 30 situated downstream, by means of a locking member 58 with a C-section engaged axially on this annular rail 60 and the cylindrical rim 40 of the downstream leg. In operation, the annular zones of upstream and downstream attachment of the rings 28, 30 and external platforms 32 to the casing 22, as described above, do not make it possible to ensure perfect sealing of the gases circulating in the annular vein . Thus, it is observed in operation that gases originating from the annular vein circulating at the axial spacings between the outer walls of revolution 46 of the rotor wheels 24, 26 and the outer platforms 32 of the rectifiers 16, 18 pass through the fixing zones of the rings 28, 30 and external platforms 32 and impact the housing 22. It follows an expansion of the housing 22 leading to an increase in clearance between the wipers 48 and the seal 50 and therefore to a decrease in the performance of the turbomachine. The invention makes it possible to thermally isolate the casing 22 by mounting thermal insulation means in the annular cavities 42, these means having a rigid annular structure 66 surrounded by an envelope 68 of compressible material and thermally insulating (Figure 2).

La partie annulaire amont de l'enveloppe 68 est compressée entre le rebord cylindrique 38 de la patte amont 34 et le carter 22 et la partie aval de l'enveloppe 68 est en appui sur la patte annulaire aval 36. De cette manière, l'enveloppe compressible 68 est précontrainte sur le carter 22 de turbine sur toute son étendue axiale et circonférentielle grâce aux pattes annulaires amont 34 et aval 36 du redresseur pour être en contact continu avec le carter 22 et éviter ainsi des circulations de gaz entre le carter 22 et les moyens d'isolation thermique. La structure annulaire rigide 66 comprend une structure alvéolaire multicouche 67 laquelle peut être une structure métallique ou composite du type en nid d'abeille. Chaque couche est formée de deux fines feuilles (par exemple de 0,07 à 0,08 millimètre d'épaisseur pour la structure métallique) entre lesquelles sont disposés des alvéoles à section hexagonale. Les couches de la structure alvéolaire 67 s'étendent circonférentiellement. Un feuillard métallique 70 entoure la structure alvéolaire 67 et est intercalé entre la structure alvéolaire multicouche 67 et l'enveloppe compressible 68 afin d'éviter une perforation de l'enveloppe compressible 68 par les feuilles potentiellement coupantes de la structure alvéolaire multicouche 67. Une lamelle annulaire métallique 72 de protection thermique peut être montée dans une cavité annulaire 52 définie au droit du rotor comme représenté pour le premier étage de la turbine basse pression. Cette lamelle 72 de protection est serrée à son extrémité aval entre le rail annulaire 64 et l'anneau 28 et est en appui à son extrémité amont sur le carter 22. The upstream annular portion of the casing 68 is compressed between the cylindrical flange 38 of the upstream leg 34 and the casing 22 and the downstream portion of the casing 68 bears against the downstream annular flange 36. In this way, the compressible casing 68 is prestressed on the turbine casing 22 over its entire axial and circumferential extent thanks to the upstream annular tabs 34 and downstream 36 of the rectifier to be in continuous contact with the casing 22 and thus to avoid gas flows between the casing 22 and the thermal insulation means. The rigid annular structure 66 comprises a multilayer cellular structure 67 which may be a metallic or composite structure of the honeycomb type. Each layer is formed of two thin sheets (for example 0.07 to 0.08 millimeters thick for the metal structure) between which are arranged hexagonal section cells. The layers of the honeycomb structure 67 extend circumferentially. A metal strip 70 surrounds the cellular structure 67 and is interposed between the multilayer cellular structure 67 and the compressible envelope 68 in order to avoid perforation of the compressible envelope 68 by the potentially cutting leaves of the multilayer cellular structure 67. metal ring 72 of thermal protection may be mounted in an annular cavity 52 defined at the rotor right as shown for the first stage of the low pressure turbine. This protective blade 72 is clamped at its downstream end between the annular rail 64 and the ring 28 and is supported at its upstream end on the housing 22.

Les moyens d'isolation thermique sont annulaires ou sectorisés et peuvent se présenter sous la forme de deux secteurs de 180° chacun ou bien de trois secteurs de 120° chacun, juxtaposés bout à bout et ayant avantageusement des extrémités en biseau qui se recouvrent mutuellement. The thermal insulation means are annular or sectored and may be in the form of two sectors of 180 ° each or of three sectors of 120 ° each, juxtaposed end to end and advantageously having beveled ends which overlap each other.

L'enveloppe compressible 68 est réalisée par tressage et comprend au moins deux épaisseurs de tresse. Les moyens d'isolation thermique et leur mise en place sont réalisés comme suit. Un secteur de structure alvéolaire multicouche 67 est tout d'abord recouvert d'un feuillard métallique 70 puis cet ensemble est monté à l'intérieur d'une enveloppe tressée souple ayant un diamètre interne par exemple supérieur au diamètre externe maximum de la structure annulaire rigide 66. Une traction dans des sens opposés est appliquée aux extrémités de l'enveloppe compressible 68 conduisant à une réduction de son diamètre et à son application sur la structure annulaire rigide 66. L'ensemble ainsi formé est monté dans une cavité annulaire 42 de redresseur et précontraint par les pattes annulaires amont 34 et aval 36 du redresseur 16. En variante, l'enveloppe tressée peut avoir un diamètre inférieur à la dimension de la structure alvéolaire multicouche et est enfilée sur cette structure en s'étirant circonférentiellement. The compressible envelope 68 is made by braiding and comprises at least two braid thicknesses. The thermal insulation means and their implementation are carried out as follows. A multi-layer cellular structure sector 67 is first covered with a metal strip 70 and this assembly is mounted inside a flexible braided envelope having an internal diameter, for example greater than the maximum external diameter of the rigid annular structure. 66. A traction in opposite directions is applied to the ends of the compressible envelope 68 leading to a reduction in its diameter and its application on the rigid annular structure 66. The assembly thus formed is mounted in an annular rectifier cavity 42. and prestressed by the upstream annular tabs 34 and downstream 36 of the rectifier 16. Alternatively, the braided envelope may have a diameter smaller than the dimension of the multilayer cellular structure and is strung on this structure by stretching circumferentially.

Des moyens d'isolation thermique selon l'invention peuvent également être montés dans les cavités annulaires 52 entourant les roues de rotor et remplacent les lamelles annulaires 72. II est préférable que les alvéoles soient de faibles dimensions, et de l'ordre de 0,8 à 3mm, afin d'éviter des recirculations d'air dans les alvéoles en cas de perforation de l'enveloppe 68 et du feuillard métallique 70, ce qui conduirait à une élévation de la température de la structure annulaire rigide 66. Dans une réalisation pratique de l'invention, le feuillard métallique 70 est réalisé en acier ayant des capacités métallurgiques à haute température et son épaisseur est d'environ 0,1 à 0,25mm. L'enveloppe compressible 68 est réalisée en matériau du type laine de silice et son épaisseur est de l'ordre de 2 à 4mm. Thermal insulation means according to the invention can also be mounted in the annular cavities 52 surrounding the rotor wheels and replace the annular lamellae 72. It is preferable that the cells are of small dimensions, and of the order of 0, 8 to 3mm, to avoid recirculation of air in the cells in case of perforation of the envelope 68 and the metal strip 70, which would lead to an increase in the temperature of the rigid annular structure 66. In one embodiment In practice, the metal strip 70 is made of steel with high temperature metallurgical capabilities and its thickness is about 0.1 to 0.25mm. The compressible envelope 68 is made of silica wool type material and its thickness is of the order of 2 to 4 mm.

Claims

REVENDICATIONS1. Turbine stage for a turbomachine, comprising a rectifier (16) mounted inside a housing (22) and formed of an annular array of stationary vanes (20) connected to an outer annular platform (32) having hooking means on the housing and thermal insulation means mounted in an annular cavity (42) formed between the platform (32) and the housing (22), characterized in that these thermal insulation means comprise a rigid annular structure (66) surrounded by an envelope (68) of compressible and thermally insulating material which is prestressed on the housing (22) and the rectifier (16) and which is in continuous contact with the housing ( 22) and the rectifier (16).

2. turbine stage according to claim 1, characterized in that the hooking means of the platform (32) comprises upstream annular tabs (34) and downstream (36) applying the compressible envelope (68) on the housing (22).

3. Stage turbine according to claim 1 or 2, characterized in that it comprises a rotor wheel (24) arranged upstream of the rectifier (16) and rotating inside a ring (28) carried by the housing (22), this ring (28) defining another annular cavity (52) with the housing (22) in which are mounted thermal insulation means of the aforementioned type.

4. Turbine stage according to one of claims 1 to 3, characterized in that the rigid annular structure (66) comprises a metal strip (70) surrounding a multilayer cellular structure (67).

5. turbine stage according to claim 4, characterized in that the honeycomb structure (67) is a metallic or composite structure of the honeycomb type or the like.

6. turbine stage according to claim 4 or 5, characterized in that the layers of the honeycomb structure (67) extend circumferentially.

7. turbine stage according to one of claims 4 to 6, characterized in that the cells have dimensions of the order of 0.8 to 3 mm.

8. turbine stage according to one of claims 1 to 7, characterized in that the rectifier (16) and the thermal insulation means are sectorized.

9. turbine stage according to one of claims 1 to 8, characterized in that the compressible envelope (68) is made by braiding and has a thickness of about 2 to 4 millimeters. 1O.Turbomachine, such as a turbojet or an airplane turboprop, characterized in that it comprises a low pressure turbine stage according to one of claims 1 to 9.15