FR3055146A1 - Ensemble d'anneau de turbine - Google Patents
Ensemble d'anneau de turbine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3055146A1 FR3055146A1 FR1657822A FR1657822A FR3055146A1 FR 3055146 A1 FR3055146 A1 FR 3055146A1 FR 1657822 A FR1657822 A FR 1657822A FR 1657822 A FR1657822 A FR 1657822A FR 3055146 A1 FR3055146 A1 FR 3055146A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- ring
- hooking
- turbine
- support structure
- annular flange
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
- F01D25/005—Selecting particular materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/37—Retaining components in desired mutual position by a press fit connection
-
- 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]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en CMC formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant une partie formant base annulaire (12) présentant, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie, dans la direction radiale (DR), une première et une deuxième pattes d'accrochage (14, 16) présentant chacune une extrémité libre (142, 162), chaque secteur d'anneau (10) comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (17, 18) s'étendant chacune, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), entre l'extrémité libre (142) de la première patte d'accrochage (14) et l'extrémité libre (162) de la deuxième patte d'accrochage (16). Chaque secteur d'anneau (10) est fixé à la structure de support d'anneau (3) par une vis (19) comportant une tête de vis (190) en appui contre la structure de support d'anneau (3) et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque (20), la plaque (20) coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17, 18).
Description
(54) ENSEMBLE D'ANNEAU DE TURBINE.
(57) un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en CMC formant un anneau de turbine (1 ) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant une partie formant base annulaire (12) présentant, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie, dans la direction radiale (DR), une première et une deuxième pattes d'accrochage (14,16) présentant chacune une extrémité libre (142, 162), chaque secteur d'anneau (10) comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (17,18) s'étendant chacune, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), entre l'extrémité libre (142) de la première patte d'accrochage (14) et l'extrémité libre (162) de la deuxième patte d'accrochage (16).
Chaque secteur d'anneau (10) est fixé à la structure de support d'anneau (3) par une vis (19) comportant une tête de vis (190) en appui contre la structure de support d'anneau (3) et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque (20), la plaque (20) coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17, 18).
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu'une structure de support d'anneau.
Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.
Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) afin de s'affranchir de la mise en œuvre 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 œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques.
Toutefois, les solutions existantes proposées peuvent mettre en œuvre un assemblage d'un secteur d'anneau en CMC avec des parties d'accrochage métalliques d'une structure de support d'anneau, ces parties d'accrochage étant soumises au flux chaud. Par conséquent, ces parties d'accrochage métalliques subissent des dilatations à chaud, ce qui peut conduire à une mise sous contrainte mécanique des secteurs d'anneau en CMC et à une fragilisation de ces derniers.
On connaît par ailleurs les documents GB 2 480 766, EP 1 350 927, US 2014/0271145, US 2012/082540 et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d'anneau de turbine.
Il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre 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.
Objet et résumé de l'invention
L'invention vise à proposer un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe, c'est-à-dire de manière à maîtriser sa position et éviter qu'il se mette à vibrer, tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Un objet de l'invention propose un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine, une partie formant base annulaire avec, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent en saillie, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une première et une deuxième pattes d'accrochage présentant chacune une première extrémité solidaire de la face externe et une seconde extrémité libre, chaque secteur d'anneau comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage s'étendant chacune, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, entre la seconde extrémité de la première patte d'accrochage et la seconde extrémité de la deuxième patte d'accrochage.
Selon une caractéristique générale de l'objet, chaque secteur d'anneau est fixé à la structure de support d'anneau par une vis de fixation comportant une tête de vis en appui contre la structure de support d'anneau et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation, la plaque de fixation coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage.
Chaque secteur d'anneau est ainsi maintenu en un seul point dans la direction radiale de l'anneau de turbine. En effet, le seul point de fixation radiale est défini par l'ensemble formé par la vis et la plaque de fixation coopérant d'un côté avec la structure de support de l'anneau et de l'autre côté avec les première et deuxième pattes d'accrochage du secteur d'anneau.
La solution définie ci-dessus pour l'ensemble d'anneau permet de maintenir chaque secteur d'anneau de façon déterministe, c'est-à-dire de maîtriser sa position et d'éviter qu'il se mette à vibrer, tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effet de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Selon un premier aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, chaque secteur d'anneau peut comprendre au moins deux pions disposés de part et d'autre de ladite vis de fixation et présentant chacun une première et une seconde extrémités, la première extrémité de chaque pion étant fixée sur la structure de support d'anneau et la seconde extrémité de chaque pion venant en appui contre le secteur d'anneau.
Les pions s'étendant entre la structure de support de l'anneau et le secteur d'anneau permettent de bloquer le secteur d'anneau radialement vers l'extérieur, c'est-à-dire dans une direction s'éloignant de l'axe de révolution de l'anneau de turbine. Les pions permettent de fournir un maintien radial parfaitement adapté à l'anneau, ce qui évite d'avoir un jeu ou un serrage en raison des dispersions géométriques des différentes pièces.
Selon une variante du premier aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, l'ensemble d'anneau peut comprendre une cale annulaire disposée entre l'anneau et la structure de support d'anneau et comportant, pour chaque secteur d'anneau, un orifice traversé par la vis de fixation, au moins une première partie en appui dans la direction radiale contre la structure de support d'anneau et au moins une seconde partie en appui dans la direction radiale contre le secteur d'anneau, la cale annulaire étant en une pièce ou sectorisé en une pluralité de cales sectorisées.
La cale annulaire peut présenter une forme de flasque annulaire s'étendant entre la structure de support de l'anneau et l'anneau permet de bloquer les secteurs d'anneau radialement vers l'extérieur, c'est-à-dire dans une direction s'éloignant de l'axe de révolution de l'anneau de turbine. La cale annulaire offre ainsi une alternative de blocage radial vers l'extérieur aux pions réduisant le nombre de pièces utilisées et évitant de percer le carter pour l'insertion des pions.
Selon un deuxième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la plaque de fixation peut comprendre une première et une seconde extrémités opposées l'une à l'autre dans la direction circonférentielle de l'anneau de turbine et respectivement en contact avec la troisième patte d'accrochage et la quatrième patte d'accrochage, la première extrémité comportant un premier épaulement en appui contre la troisième patte d'accrochage et la seconde extrémité comportant un second épaulement en appui contre la quatrième patte d'accrochage, et le premier et le second épaulements s'étendant dans ledit plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale de l'anneau de turbine.
Les premier et second épaulements de la plaque de fixation permettent de fournir des butées empêchant la rotation tangentielle de l'anneau, ou du secteur d'anneau, autour de son axe.
De préférence, pour chaque pion, au moins une partie du pion est positionnée en regard de la première ou seconde extrémité de la plaque de fixation pour avoir une partie de la troisième ou quatrième patte d'accrochage prise en étau entre la plaque de fixation et le pion.
Rapprocher ainsi les pions des appuis entre la plaque de liaison et la patte d'accrochage correspondante permet de limiter au maximum l'effet de décambrage. Les contraintes à chaud supplémentaires sont donc faibles.
Dans une variante, le secteur d'anneau comprend, de chaque côté de la plaque de liaison, au moins une plateforme d'appui des pions disposée dans le même plan que le plan de contact entre la plaque de liaison et les troisième et quatrièmes pattes d'accrochage, le plan de contact étant orthogonal aux plans dans lesquels s'étendent lesdits premier et second épaulements.
Ainsi, les appuis entre le secteur d'anneau et les pions, d'une part, et entre la plaque de liaison et le secteur d'anneau, d'autre part, se situent dans un même plan. A chaud, si une courbe voit son rayon augmenter, une ligne droite reste droite. Dès lors, les effets de décambrage sont inexistants et aucune contrainte mécanique ne vient être ajoutée à chaud. En utilisant cette solution, il y a moins besoin d'être précis dans le maintien radial.
Selon un troisième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la structure de support d'anneau peut comporter une première et une seconde brides annulaires, la première bride annulaire étant en amont de la seconde bride annulaire par rapport au sens du flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, et les première et deuxième pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau, la seconde bride annulaire comportant une portion plus fine que le reste de la seconde bride annulaire, la portion plus fine étant disposée entre une portion en appui contre la deuxième patte d'accrochage et une portion de jonction avec le reste de la structure de support d'anneau.
Les première et seconde brides annulaires de la structure de support d'anneau permettent de maintenir la position du secteur d'anneau dans la direction axiale de l'anneau de turbine.
De plus, la réduction de l'épaisseur de la seconde bride annulaire, c'est-à-dire la bride aval, permet de fournir de la souplesse à la bride secondaire et ainsi de ne pas trop contraindre le matériau composite à matrice céramique du secteur d'anneau.
Il est possible également de réaliser une précontrainte axiale de la seconde bride annulaire en faisant une interférence de quelques dixièmes de millimètres. Cela permet de reprendre les différences de dilatation entre les éléments en matériau composite à matrice céramique et les éléments métalliques.
Selon un quatrième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la structure de support d'anneau peut comprendre un premier flasque annulaire et un second flasque annulaire fixés à la première bride annulaire, les premier et second flaques annulaires étant donc démontables de la première bride annulaire, le premier flasque annulaire étant en appui contre la première patte d'accrochage, et le second flasque annulaire comportant une première extrémité libre et une seconde extrémité couplée au premier flasque annulaire, la première extrémité étant distante, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, du premier flasque annulaire.
Le caractère amovible du premier flasque annulaire permet d'avoir un accès axial à la cavité de l'anneau de turbine. Cela permet d'assembler les secteurs d'anneau ensemble à l'extérieur de la structure de support d'anneau et ensuite de venir glisser axialement l'ensemble ainsi assemblé dans la cavité de la structure de support d'anneau jusqu'à venir en appui contre la seconde bride annulaire, avant de visser chacun des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau à l'aide de la vis et de la plaque de fixation, puis de fixer le premier flasque annulaire sur la première bride annulaire.
Lors de l'opération de fixation de l'anneau de turbine sur la structure de support de l'anneau, il est possible d'utiliser un outil comportant, d'une part, un cylindre ou un anneau sur lequel sont appuyés ou ventousés les secteurs d'anneau pendant leur assemblage en couronne, et, d'autre part, une pelle pour chacune des plaques de fixation. Chaque pelle est configurée pour être insérée dans l'espace libre entre un couple de troisième et quatrième pattes d'accrochage et maintenir la plaque de fixation en appui contre les troisième et quatrième pattes d'accrochage avant qu'elle ne soit fixée à la structure de support d'anneau via la vis associée.
Le second flasque annulaire est dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression, aussi noté DHP. Ce flasque annulaire permet de reprendre cet effort, d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement.
Selon un cinquième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, chaque secteur d'anneau peut comprendre des surfaces d'appuis rectilignes montées sur les faces des première et seconde pattes d'accrochage en contact respectivement avec la seconde bride annulaire et le premier flasque annulaire.
Les appuis rectilignes permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine. Cet alignement des zones de contact sur des plans rectilignes parallèles permet en effet de conserver des lignes d'étanchéité en cas de bascule de l'anneau et de conserver les mêmes zones de contact aussi bien à froid qu'à chaud.
En fonctionnement, les secteurs d'anneau basculent autour d'un axe correspondant à la normale au plan formé entre la direction axiale et la direction radiale de l'anneau de turbine. Dans le cas d'un appui curviligne, comme dans l'art antérieur, les pattes des secteurs d'anneau sont en contact avec la structure de support d'anneau sur un ou deux points seulement tandis que, dans la présente invention, les appuis rectilignes des pattes de chaque secteur d'anneau permettent un appui sur une ligne entière, ce qui améliore l'étanchéité entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau.
Dans une variante, pour chaque secteur d'anneau, les faces de la seconde bride annulaire et du premier flasque annulaire en contact respectivement avec les première et seconde pattes d'accrochage comprennent des surfaces d'appuis rectilignes.
Dans un aspect de cette variante, chaque surface d'appui rectiligne peut comprendre une gorge creusée sur toute la longueur de la surface d'appui et un joint inséré dans la gorge pour améliorer l'étanchéité.
Selon un sixième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la troisième patte d'accrochage et la quatrième patte d'accrochage peuvent être coupées chacune en deux portions indépendantes, chacune des troisième et quatrième pattes d'accrochage comprenant une première portion couplée à la première patte d'accrochage et une seconde portion couplée à la deuxième patte d'accrochage.
La réalisation de chacune des troisième et quatrième pattes d'accrochage sous la forme de deux portions indépendantes couplées respectivement aux première et deuxième pattes d'accrochage permet aux parties amont et aval de chaque secteur d'anneau, et donc de l'anneau de turbine, d'être dissociées mécaniquement et ainsi de ne pas se contraindre l'une l'autre.
Selon un septième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, les troisième et quatrième pattes d'accrochage sont de préférence couplées chacune aux première et seconde pattes d'accrochage respectivement par une première et une seconde extrémités s'étendant en saillie, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, dans le prolongement des première et deuxième pattes d'accrochage de manière à surélever les troisième et quatrième pattes d'accrochage par rapport aux secondes extrémités des première et deuxième pattes d'accrochage.
Cette différence de hauteur entre les troisième et quatrième pattes d'accrochage et les première et deuxième pattes d'accrochage d'un secteur d'anneau permet l'insertion d'un outil sous la plaque de fixation pour maintenir en position ladite plaque pendant la fixation de la vis sur la plaque.
Un autre de l'objet propose une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini ci-dessus.
Brève description des dessins.
L’invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une première vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d’un ensemble d’anneau de turbine selon l’invention ;
- la figure 2 est une première vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une deuxième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 sans une partie de la structure de support d'anneau ;
- la figure 4 est une troisième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 sans la structure de support d'anneau.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d’anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d’anneau
3. L’anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L’anneau de turbine 1 est formé d’une pluralité de secteurs d’anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 1 est une vue partielle de l'anneau de turbine 1 qui est en réalité un anneau complet.
Comme illustré sur la figure 2 qui présente une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale Dr, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. La section comprend en effet une base annulaire 12 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine représenté par la flèche F sur la figure 1.
La base annulaire 12 comporte, suivant la direction radiale Dr de l'anneau 1, une face interne 12a et une face externe 12b opposées l'une à l'autre. La face interne 12a de la base annulaire 12 est revêtue d’une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine.
Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent en saillie, suivant la direction Dr, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 à distance des extrémités amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'està-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 10.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine 30 comprend une couronne centrale 31, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 3 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 32 et une bride radiale annulaire aval 36 qui s'étendent, suivant la direction radiale Dr, depuis la couronne centrale 31 vers le centre de l'anneau 1 et dans la direction circonférentielle de l'anneau 1.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la bride radiale annulaire aval 36 comprend une première extrémité 361 libre et une seconde extrémité 362 solidaires de la couronne centrale 31. La bride radiale annulaire aval 36 comporte une première portion 363 et une seconde portion 364. La première portion 363 s'étend entre la première extrémité 361 et la seconde portion 364, et la seconde portion 364 s'étend entre la première portion 363 et la seconde extrémité 364. La première portion 363 de la bride radiale annulaire aval 36 est au contact de la patte radiale d'accrochage aval 16. La seconde portion 364 est amincie par rapport à la première portion 363 de manière à donner une certaine souplesse à la bride radiale annulaire aval 36 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1 en CMC.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, ainsi que sur la figure 3 qui présente une deuxième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine 1 de la figure 1 sans une partie de la structure de support d'anneau 3, la structure de support d'anneau 3 comprend en outre un premier et un second flasques amont 33 et 34 présentant chacun une forme de segment d'anneau, les deux flasques amont 33 et 34 étant fixés ensemble sur la bride radiale annulaire amont
32.
Le premier flasque amont 33 comprend une première extrémité 331 libre et une seconde extrémité 332 au contact de la couronne centrale 31, ainsi qu'une première portion 333 et une seconde portion 334, la première portion 333 s'étendant entre la première extrémité 331 et la seconde portion 334, et la seconde portion 334 s'étendant entre la première portion 333 et la seconde extrémité 332.
Le second flasque amont 34 comprend une première extrémité 341 libre et une seconde extrémité 342 au contact de la couronne centrale 31, ainsi qu'une première portion 343 et une seconde portion 344, la première portion 343 s'étendant entre la première extrémité 341 et la seconde portion 344, et la seconde portion 344 s'étendant entre la première portion 343 et la seconde extrémité 342.
La première portion 333 du premier flasque amont 33 est en appui sur la patte radiale d'accrochage amont 14 du secteur d'anneau 10. Les premier et second flasques amont 33 et 34 sont conformés pour avoir les premières portions 333 et 343 distantes l'une de l'autre et les secondes portions 334 et 344 en contact, les deux flasques 33 et 34 étant fixés de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 32 à l'aide de vis 60 et d'écrous 61 de fixation, les vis 60 traversant les secondes portions 334 et 344 des deux flasques amont 33 et 34 ainsi que la bride radiale annulaire amont 32.
Le second flasque amont 34 est dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP), d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement.
Dans la direction axiale DA, la bride radiale annulaire aval 36 de la structure de support d'anneau 3 est séparée du premier flasque amont 33 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de manière à maintenir ces dernières entre la bride radiale annulaire aval 36 et le premier flasque amont 33.
Comme cela est illustré sur les figures 2 et 3 ainsi que sur la figure 4 qui présente une troisième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine 1 de la figure 1 sans la structure de support d'anneau 3, le secteur d'anneau 10 comprend deux pattes axiales d'accrochage 17 et 18 s'étendant entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16.
Chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 comprend une première extrémité, 141 et 161, solidaire de la face externe 12b de la base annulaire 12 et une seconde extrémité, 142 et 162, libre. Les pattes axiales d'accrochage 17 et 18 s'étendent plus précisément, dans la direction axiale DA, entre la seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 et la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16.
Chacune des pattes axiales d'accrochage 17 et 18 comprend une extrémité amont, respectivement 171 et 181, et une extrémité aval, respectivement 172 et 182, les deux extrémités, 171 et 172 d'une part et 181 et 182 d'autre part, d'une patte axiale d'accrochage 17 ou 18 étant séparées par une partie centrale, 170 et 180. Les extrémités amont et aval, 171 et 172 d'une part et 181 et 182 d'autre part, de chaque patte d'accrochage axiale 17 et 18 s'étendent en saillie, dans la direction radiale Dr, de la seconde extrémité 142, 162 de la patte radiale d'accrochage 14, 16 à laquelle elles sont couplées, de manière à avoir une partie centrale
170 et 180 de patte axiale d'accrochage 17 et 18 surélevée par rapport aux secondes extrémités 142 et 162 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 4, chacune des pattes axiales d'accrochage 17 et 18 est coupée en deux, formant une partie amont, respectivement 173 et 183, et une partie aval, respectivement 174 et 184.
Comme illustré sur les figures 2 à 4, pour chaque secteur d'anneau 10, l'ensemble d'anneau de turbine comprend une vis 19 et une plaque de fixation 20. La plaque de fixation 20 comprend une première et une seconde extrémités 201 et 202 respectivement en appui contre la première et la seconde patte axiale d'accrochage 17 et 18.
Les première et seconde extrémités 201 et 202 de la plaque de fixation 20 comprennent chacune une découpe formant une première butée, respectivement 201a et 202a, en rotation, c'est-à-dire une butée dans une direction orthogonale au plan de coupe comprenant la direction axiale DA et la direction radiale Dr, et une seconde butée radiale, respectivement 201b et 202b, formant plus particulièrement une butée selon la direction radiale DR dans un sens allant vers le centre de l'anneau
1. La découpe de chaque extrémité 201 et 202 coopère ainsi avec une patte axiale d'accrochage distincte 17 ou 18 pour venir en appui sur les deux côtés à la fois d'une même arrête de la patte axiale d'accrochage 17 ou 18.
La plaque de fixation 20 offre ainsi un maintien radial de la veine en exerçant une force radiale à l'aide des deux butées radiales 201b et 202b en appui sur la face interne 17a et 18a, selon la direction radiale Dr, de chacune des deux pattes axiales d'accrochage 17 et 18. La plaque de fixation 20 bloque également le secteur d'anneau 10, et donc l'anneau 1, de toute rotation autour de l'axe de la turbine 1, à l'aide des deux pattes axiales d'accrochage 17 et 18 chacune en appui d'un côté opposé de la plaque de fixation 20.
La plaque de fixation 20 comprend en outre un orifice 21 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 19 pour fixer la plaque de fixation 20 à la vis 19. La vis 19 comprend une tête de vis 190 dont le diamètre est supérieur au diamètre d'un orifice 38 réalisé dans ta couronne centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3 au travers duquel la vis 19 est insérée avant d'être vissée à ia plaque de fixation 20.
La solidarisation radiale du secteur d'anneau 10 avec la structure de support d'anneau 3 est réalisée à l'aide de la vis 19, dont la tête 190 est en appui sur la couronne centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3, et de la plaque de fixation 20 vissée à la vis 19 et dont les extrémités 201 et 202 sont en appuis contre les pattes axiales d'accrochage 17 et 18 du secteur d'anneau 10, la tête de vis 190 et les extrémités 201 et 202 de la plaque de fixation exerçant des forces de sens opposés pour maintenir ensemble l'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3.
Pour bloquer radialement le secteur d'anneau 10 dans un sens opposé à celui des forces exercées par les secondes butés 201b et 202b des extrémités 201 et 202 de la plaque de fixation 20 sur les pattes axiales d'accrochage 17 et 18, l'ensemble d'anneau de turbine comprend, dans ce mode de réalisation, quatre pions 25 s'étendant dans la direction radiale Dr entre la couronne centrale 31 de la structure de support d'anneau 3 et les pattes axiales d'accrochage 17 et 18 de l'anneau 1. Plus précisément, les pions 25 comprennent des premières extrémités 251 insérées en force dans des orifices 35 réalisés dans la couronne centrale 31 autour de l'orifice 38 recevant la vis 19 de fixation. Dans une variante, les pions pourraient également être frettés dans les orifices 35 par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou en contractant les pions dans un fluide froid (par exemple de l'azote) avant montage ou bien maintenus dans lesdits orifices par vissage, les pions 25 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices 35.
Les quatre pions 25 sont répartis symétriquement par rapport à la vis 19 de manière à avoir deux pions 25 s'étendant entre la première patte axiale d'accrochage 17 et la structure de support d'anneau 3 et deux pions 25 s'étendant entre la seconde patte axiale d'accrochage 18 et la structure de support d'anneau 3. Les pions 25 sont dimensionnés et installés pour qu'une seconde extrémité 252 de chaque pion 25, opposée à la première extrémité 251, vienne en appui sur la pattes axiale d'accrochage 17 ou 18 associée, plus particulièrement sur la face externe 17b ou 18b correspondante, bloquant ainsi radialement, avec l'aide de la plaque de fixation 20, les pattes axiales d'accrochage 17 et 18, et donc l'anneau 1, dans les deux sens de la direction radiale Dr de l'anneau 1.
Chaque secteur d'anneau 10 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire amont 33 et la bride radiale annulaire aval 36, c'est-à-dire sur la face amont 14a de la patte radiale d'accrochage amont 14 et sur la face aval 16b de la patte radiale d'accrochage aval 16. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur le premier flasque annulaire amont 33 et sur la bride radiale annulaire aval 36.
Les appuis rectilignes 110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 110 entre la patte radiale d'accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire amont 33, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 16 et la bride radiale annulaire aval 36 sont compris dans un même plan rectiligne. Ainsi, à chaud, il n'y a pas d'effet de décambrage dans l'anneau de turbine 1 comme cela peut se produire en cas d'appuis curvilignes entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1.
Chaque secteur d’anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d’une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d’anneau et densification du secteur d’anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination Hi-NicalonS, ou des fils en fibres de carbone.
La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d’écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 14 et 16 des secteurs 10.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D’autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d’anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Dans une variante, la préforme textile peut être un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour être manipulée, avant de faire remonter du silicium liquide par capillarité dans le textile pour faire la densification (« Melt Infiltration »).
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou Inconei 718® ou C263®.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau
3.
Pour cela, les secteurs d'anneau 10 sont assemblés ensemble sur un outil annulaire de type « araignée » comportant, par exemple, des ventouses configurées pour maintenir chacune un secteur d'anneau 10. Puis les plaques de fixation 20 sont insérées dans chacun des espaces libres s'étendant entre une première et une seconde pattes axiales d'accrochage 17 et 18 d'un secteur d'anneau 10. Jusqu'à ce qu'elle soit vissée à la structure de support d'anneau 3, chaque plaque de fixation 20 est maintenue en position en appui contre les pattes axiales d'accrochage 17 et 18 du secteur d'anneau associé à l'aide d'une patte de maintien montée sur l'outil annulaire. L'outil annulaire comprend une patte de maintien pour chaque plaque de fixation 20, c'est-à-dire pour chaque secteur d'anneau 10. Chaque patte de maintien est insérée entre les deux pattes axiales d'accrochage 17 et 18 d'un secteur d'anneau 10, d'une part, et entre la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16 et la plaque de fixation 20. Chaque patte de maintien est ensuite ajustée pour maintenir la plaque de fixation 20 associée en appui contre les pattes axiales d'accrochage 17 et 18. Chaque vis 19 de fixation est ensuite insérée dans l'orifice 38 associé de la couronne centrale de la structure de support d'anneau 3 et vissée dans le trou taraudé 21 de la plaque de fixation 20 associée jusqu'à ce que la tête de vis 190 soit en appui contre la couronne centrale 31 et que les pions 25, dont leur première extrémité 251 a été insérée en force dans les orifices 35, soient en contact des pattes axiales d'accrochage 17 et 18, de manière à ce que le secteur d'anneau 10 associé soit maintenu radialement. Le premier et le second flasques 33 et 34 sont alors fixés à la bride radiale annulaire aval 32 à l'aide des vis 60 et des écrous 61 pour maintenir axialement l'anneau de turbine 1, puis l'outil annulaire est retiré.
L'invention fournit ainsi un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension l'anneau, de se déformer sous les effet de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Claims (11)
- REVENDICATIONS1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur d'anneau (10) ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1), une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine (1) et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent en saillie, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (1), une première et une deuxième pattes d'accrochage (14, 16) présentant chacune une première extrémité (141, 161) solidaire de la face externe (12b) et une seconde extrémité libre (142, 162), chaque secteur d'anneau (10) comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage (17, 18) s'étendant chacune, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), entre la seconde extrémité (142) de la première patte d'accrochage (14) et la seconde extrémité (162) de la deuxième patte d'accrochage (16), caractérisé ce que chaque secteur d'anneau (10) est fixé à la structure de support d'anneau (3) par une vis de fixation (19) comportant une tête de vis (190) en appui contre la structure de support d'anneau (3) et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation (20), la plaque de fixation (20) coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17,18).
- 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel chaque secteur d'anneau (10) comprend au moins deux pions (25) disposés de part et d'autre de ladite vis de fixation (19) et présentant chacun une première et une seconde extrémités (251, 252), la première extrémité (251) de chaque pion (25) étant fixée sur la structure de support d'anneau (3) et la seconde extrémité (252) de chaque pion (25) venant en appui contre le secteur d'anneau (10).
- 3. Ensemble selon la revendication 1, comprenant une cale annulaire disposée entre l'anneau (1) et la structure de support d'anneau (3), et comportant, pour chaque secteur d'anneau (10), un orifice traversé par la vis de fixation (19), au moins une première partie en appui dans la direction radiale (Dr) contre la structure de support d'anneau (3) et au moins une seconde partie en appui dans la direction radiale (Dr) contre le secteur d'anneau (10), la cale annulaire étant en une pièce ou sectorisé en une pluralité de cales sectorisées.
- 4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel la plaque de fixation (20) comprend une première et une seconde extrémités (201, 202) opposées l'une à l'autre dans la direction circonférentielle et respectivement en contact avec la troisième patte d'accrochage et la quatrième patte d'accrochage (17, 18), la première extrémité (201) comportant un premier épaulement (201a) en appui contre la troisième patte d'accrochage (17) et la seconde extrémité (202) comportant un second épaulement (202a) en appui contre la quatrième patte d'accrochage (18), et le premier et le second épaulements (201a, 202a) s'étendant chacun dans la direction axiale (DA) et la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1).
- 5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel la structure de support d'anneau (3) comporte une première et une seconde brides annulaires (32, 36), la première bride annulaire (32) étant en amont de la seconde bride annulaire (36) par rapport au sens du flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, et les première et deuxième pattes d'accrochage (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) étant maintenues entre les première et seconde brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3), la deuxième bride annulaire (36) comprenant une portion amincie (364) par rapport au reste de la seconde bride annulaire (36), la portion amincie (364) étant disposée entre une portion (363) en appui contre la deuxième patte d'accrochage (16) et une extrémité (362) de la seconde bride annulaire (36) solidaire du reste de la structure de support d'anneau (3).
- 6. Ensemble selon la revendication 5, dans lequel la structure de support d'anneau (3) comprend un premier flasque annulaire (33) démontable fixé à la première bride annulaire (32) et en appui contre la première patte d'accrochage (14), et un second flasque annulaire (34) comportant une première extrémité (341) libre et une seconde extrémité (342) couplée à la première bride annulaire (32) et au premier flasque annulaire (33), la première extrémité (341) étant distante, dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1), du premier fiasque annulaire (33).
- 7. Ensemble selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel chaque secteur d'anneau (10) comprend des surfaces d'appuis rectilignes (110) montées sur les faces des première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) en contact respectivement avec la seconde bride annulaire (36) et le premier flasque annulaire (33).
- 8. Ensemble selon l'une des revendications 5 ou 6, dans lequel, pour chaque secteur d'anneau (10), les faces de la seconde bride annulaire (36) et du premier flasque annulaire (33) en contact respectivement avec les première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) comprennent des surfaces d'appuis rectilignes.
- 9. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel la troisième patte d'accrochage (17) et la quatrième patte d'accrochage (18) sont coupées chacune en deux portions indépendantes (173 et 174, 183 et 184), chacune des troisième et quatrième pattes d'accrochage (17, 18) comprenant une première portion (173, 183) couplée à la première patte d'accrochage (14) et une seconde portion (174, 184) couplée à la deuxième patte d'accrochage (16).
- 10. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 9, dans lequel les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17, 18) sont couplées chacune aux première et seconde pattes d'accrochage (14, 16) respectivement par une première et une seconde extrémités (171, et 172, 181 et 182) s'étendant en saillie, dans la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (1), dans le prolongement des première et deuxième pattes d'accrochage (14, 16) de manière à surélever les troisième et quatrième pattes d'accrochage (17, 18) par rapport aux secondes extrémités (142, 162) des première et deuxième pattes d'accrochage (14,16).
- 11. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10.2/31613/3161
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1657822A FR3055146B1 (fr) | 2016-08-19 | 2016-08-19 | Ensemble d'anneau de turbine |
| US15/680,465 US10502082B2 (en) | 2016-08-19 | 2017-08-18 | Turbine ring assembly |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1657822A FR3055146B1 (fr) | 2016-08-19 | 2016-08-19 | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR1657822 | 2016-08-19 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3055146A1 true FR3055146A1 (fr) | 2018-02-23 |
| FR3055146B1 FR3055146B1 (fr) | 2020-05-29 |
Family
ID=57796422
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1657822A Active FR3055146B1 (fr) | 2016-08-19 | 2016-08-19 | Ensemble d'anneau de turbine |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10502082B2 (fr) |
| FR (1) | FR3055146B1 (fr) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020128222A1 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-06-25 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés |
| FR3090732A1 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-06-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés. |
| FR3115814A1 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine ameliore |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3056637B1 (fr) * | 2016-09-27 | 2018-10-19 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid |
| FR3064024B1 (fr) * | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| US10557365B2 (en) * | 2017-10-05 | 2020-02-11 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having reaction load distribution features |
| FR3100838B1 (fr) * | 2019-09-13 | 2021-10-01 | Safran Aircraft Engines | Anneau d’etancheite de turbomachine |
| US11149563B2 (en) | 2019-10-04 | 2021-10-19 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features |
| US11220925B2 (en) | 2019-10-10 | 2022-01-11 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud with friction mounted ceramic matrix composite blade track |
| US11053817B2 (en) | 2019-11-19 | 2021-07-06 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite blade track segments and full hoop carrier |
| US11378012B2 (en) | 2019-12-12 | 2022-07-05 | Rolls-Royce Plc | Insert-mounted turbine assembly for a gas turbine engine |
| US11066947B2 (en) | 2019-12-18 | 2021-07-20 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement |
| US11255210B1 (en) | 2020-10-28 | 2022-02-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate |
| US11773751B1 (en) | 2022-11-29 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert |
| US11713694B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier |
| US11840936B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-12-12 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit |
| US11732604B1 (en) | 2022-12-01 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages |
| US11885225B1 (en) | 2023-01-25 | 2024-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5653581A (en) * | 1994-11-29 | 1997-08-05 | United Technologies Corporation | Case-tied joint for compressor stators |
| US20120082540A1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-04-05 | General Electric Company | Low-ductility open channel turbine shroud |
| US20130156556A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-06-20 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud |
| WO2015191174A1 (fr) * | 2014-06-12 | 2015-12-17 | General Electric Company | Ensemble dispositif de suspension de carénage à multiples pièces |
| US20160177759A1 (en) * | 2013-08-06 | 2016-06-23 | General Electric Company | Mounting apparatus for low-ductility turbine nozzle |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6733235B2 (en) | 2002-03-28 | 2004-05-11 | General Electric Company | Shroud segment and assembly for a turbine engine |
| FR2887601B1 (fr) | 2005-06-24 | 2007-10-05 | Snecma Moteurs Sa | Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece |
| ES2398727T3 (es) | 2009-03-09 | 2013-03-21 | Snecma | Conjunto de anillo de turbina |
| FR2955898B1 (fr) | 2010-02-02 | 2012-10-26 | Snecma | Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine |
| US8740552B2 (en) | 2010-05-28 | 2014-06-03 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus |
| US9726043B2 (en) * | 2011-12-15 | 2017-08-08 | General Electric Company | Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud |
| EP2971587B1 (fr) | 2013-03-12 | 2020-02-05 | Rolls-Royce Corporation | Ensemble de sillages de pales de turbine |
| FR3056632B1 (fr) * | 2016-09-27 | 2020-06-05 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement |
| FR3068071B1 (fr) * | 2017-06-26 | 2019-11-08 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine |
-
2016
- 2016-08-19 FR FR1657822A patent/FR3055146B1/fr active Active
-
2017
- 2017-08-18 US US15/680,465 patent/US10502082B2/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5653581A (en) * | 1994-11-29 | 1997-08-05 | United Technologies Corporation | Case-tied joint for compressor stators |
| US20120082540A1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-04-05 | General Electric Company | Low-ductility open channel turbine shroud |
| US20130156556A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-06-20 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud |
| US20160177759A1 (en) * | 2013-08-06 | 2016-06-23 | General Electric Company | Mounting apparatus for low-ductility turbine nozzle |
| WO2015191174A1 (fr) * | 2014-06-12 | 2015-12-17 | General Electric Company | Ensemble dispositif de suspension de carénage à multiples pièces |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2020128222A1 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-06-25 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés |
| FR3090731A1 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-06-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine à appuis rectilignes bombés. |
| FR3090732A1 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-06-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés. |
| WO2020128338A3 (fr) * | 2018-12-19 | 2020-08-27 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| CN113195873A (zh) * | 2018-12-19 | 2021-07-30 | 赛峰航空器发动机 | 具有分度法兰的涡轮环组件 |
| US11286813B2 (en) | 2018-12-19 | 2022-03-29 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly having indexed flanges |
| US11441434B2 (en) | 2018-12-19 | 2022-09-13 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly with curved rectilinear seatings |
| CN113195873B (zh) * | 2018-12-19 | 2022-11-18 | 赛峰航空器发动机 | 具有分度法兰的涡轮环组件 |
| FR3115814A1 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine ameliore |
| WO2022096828A2 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-12 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine ameliore |
| WO2022096828A3 (fr) * | 2020-11-05 | 2022-07-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine ameliore |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US10502082B2 (en) | 2019-12-10 |
| US20180051581A1 (en) | 2018-02-22 |
| FR3055146B1 (fr) | 2020-05-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR3055146A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3596314B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3433471B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien spécifique à froid | |
| EP3390783B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine et turbine associée | |
| EP3596315B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3390782B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid. | |
| FR3064023B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3055147A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3737837B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3298244B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial | |
| FR3055148A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3056637A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid | |
| EP3870807B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés | |
| FR3056632A1 (fr) | Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement | |
| FR3080145A1 (fr) | Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche | |
| EP3899208B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3080146A1 (fr) | Distributeur en cmc avec reprise d'effort | |
| EP3568574B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3908738B1 (fr) | Procede de montage et de demontage d'un ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3106152A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20180223 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |