FR3056634A1 - Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement - Google Patents

Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement Download PDF

Info

Publication number
FR3056634A1
FR3056634A1 FR1758748A FR1758748A FR3056634A1 FR 3056634 A1 FR3056634 A1 FR 3056634A1 FR 1758748 A FR1758748 A FR 1758748A FR 1758748 A FR1758748 A FR 1758748A FR 3056634 A1 FR3056634 A1 FR 3056634A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
ring
turbine
sector
radial
support structure
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
Application number
FR1758748A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3056634B1 (fr
Inventor
Lucien Henri Jacques QUENNEHEN
Sebastien Serge Francis CONGRATEL
Clement Jean Pierre DUFFAU
Nicolas Paul TABLEAU
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
Priority to FR1758748A priority Critical patent/FR3056634B1/fr
Publication of FR3056634A1 publication Critical patent/FR3056634A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3056634B1 publication Critical patent/FR3056634B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/644—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins for adjusting the position or the alignment, e.g. wedges or eccenters
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • 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
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity
    • F05D2300/50212—Expansivity dissimilar
    • 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

La présente invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (110) et une structure de support d'anneau (13), l'ensemble d'anneau comprenant en outre, pour chaque secteur d'anneau, un élément de répartition (150) de l'air de refroidissement fixé à la structure de support d'anneau (13) et positionné dans une première cavité (151) délimitée entre l'anneau de turbine et la structure de support d'anneau.

Description

Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES Société par actions simplifiée.
Mandataire(s) : CABINET BEAU DE LOMENIE.
FR 3 056 634 - A1 (54) ENSEMBLE D'ANNEAU TURBINE COMPRENANT REFROIDISSEMENT.
(© La présente invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (110) et une structure de support d'anneau (13), l'ensemble d'anneau comprenant en outre, pour chaque secteur d'anneau, un élément de répartition (150) de l'air de refroidissement fixé à la structure de support d'anneau (13) et positionné dans une première cavité (151) délimitée entre l'anneau de turbine et la structure de support d'anneau.
UN ELEMENT DE REPARTITION DE L'AIR DE
112a
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 (matériau CMC) ou en matériau métallique.
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 des moteurs aéronautiques à turbine à gaz, l'amélioration du rendement et la réduction de certaines émissions polluantes conduisent à rechercher un fonctionnement à des températures toujours plus élevées. 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 à des flux très chauds. Le refroidissement d'un anneau de turbine métallique nécessite l'utilisation d'une grande quantité d'air de refroidissement, ce qui a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur.
L'utilisation de secteurs d'anneau en matériau CMC a été proposée afin de limiter la ventilation nécessaire au refroidissement de l'anneau de turbine et ainsi augmenter la performance du moteur.
Toutefois, même si des secteurs d'anneau en CMC sont utilisés, il reste nécessaire d'utiliser une quantité significative d'air de refroidissement. L'anneau de turbine est, en effet, confronté à une source chaude (la veine dans laquelle s'écoule le flux de gaz chaud) et une source froide (la cavité délimitée par l'anneau et le carter, désignée par la suite par l'expression « cavité anneau »). La cavité anneau doit être à une pression supérieure à celle de la veine afin d'éviter que du gaz provenant de la veine ne remonte dans cette cavité et vienne brûler les pièces métalliques. Cette surpression est obtenue en prélevant de l'air « froid » au niveau du compresseur, qui n'a pas traversé la chambre de combustion, et en l'acheminant jusqu'à la cavité anneau. Le maintien d'une telle surpression rend donc impossible la coupure totale de l'alimentation en air « froid » de la cavité anneau.
En outre, des études menées par la Déposante ont montré qu'un anneau, en matériau CMC ou métallique, refroidi par des systèmes de refroidissement connus peut présenter des gradients thermiques pénalisants qui génèrent des contraintes mécaniques défavorables. De surcroît, les technologies de refroidissement utilisées pour un anneau métallique peuvent ne pas être aisément transposables à un anneau en matériau CMC.
Quelle que soit la nature du matériau mis en œuvre pour les secteurs d'anneau, il serait donc souhaitable de perfectionner les systèmes de refroidissement existants afin de limiter les gradients thermiques défavorables dans les secteurs d'anneau refroidis et donc la génération de contraintes défavorables. Il serait, en outre, souhaitable de perfectionner les systèmes de refroidissement existants afin d'optimiser la quantité d'air de refroidissement effectivement utilisée pour le refroidissement de l'anneau en limitant notamment les fuites de l'air de refroidissement.
L'invention vise spécifiquement à répondre aux besoins précités.
Objet et résumé de l'invention
A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ou en matériau métallique 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 une première et une seconde pattes d'accrochage, la structure de support d'anneau comportant une première et une seconde pattes radiales entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau, ainsi qu'une pluralité d'orifices d'alimentation en air de refroidissement, l'ensemble d'anneau de turbine comprenant en outre, pour chaque secteur d'anneau, un élément de répartition de l'air de refroidissement fixé à la structure de support d'anneau et positionné dans une première cavité délimitée entre l'anneau de turbine et la structure de support d'anneau, ledit élément de répartition comprenant un corps définissant un volume interne de répartition de l'air de refroidissement et comprenant une plaque multi-perforée communiquant avec le volume interne et débouchant dans une deuxième cavité délimitée entre l'anneau de turbine et la plaque multi-perforée, l'élément de répartition comprenant en outre au moins une portion de guidage de l'air de refroidissement s'étendant à partir du corps et définissant un canal intérieur en communication avec un des orifices d'alimentation en air de refroidissement et débouchant dans le volume interne de répartition de l'air de refroidissement.
La direction axiale de l'anneau de turbine correspond à la direction selon l'axe de révolution de l'anneau de turbine ainsi qu'à la direction d'écoulement du flux gazeux dans la veine. La direction radiale correspond, quant à elle, à la direction selon un rayon de l'anneau de turbine (droite reliant le centre de l'anneau de turbine à sa périphérie).
La mise en œuvre, pour chaque secteur d'anneau, d'un élément de répartition de l'air de refroidissement tel que décrit plus haut présente plusieurs avantages.
Tout d'abord, le canal intérieur défini par la portion de guidage de l'élément de répartition est situé dans le prolongement de l'orifice d'alimentation en air de refroidissement de la structure de support d'anneau, ce qui permet d'optimiser la fraction de l'air de refroidissement effectivement transférée dans le volume interne de répartition de l'air de refroidissement. De la sorte, on maximise la quantité d'air de refroidissement transmis à la plaque multi-perforée lequel est, après traversée de cette plaque, transmis aux secteurs d'anneau. Cela permet ainsi d'optimiser le refroidissement des secteurs d'anneau. En particulier, la mise en œuvre de l'élément de répartition permet d'utiliser l'air de refroidissement de manière plus efficiente qu'une tôle métallique multiperforée traditionnelle, soudée au secteur d'anneau, et dépourvue de la portion de guidage décrite plus haut. En effet, avec une telle tôle multiperforée et malgré la soudure, l'air de refroidissement, en raison d'autres fuites, ne traversera pas dans sa totalité la tôle. Une partie significative du potentiel de refroidissement des secteurs d'anneau est donc perdue lorsque la portion de guidage est omise. La mise en œuvre de l'élément de répartition permet ainsi d'optimiser la quantité d'air de refroidissement effectivement utilisée pour le refroidissement de l'anneau en limitant les fuites.
En outre, lorsqu'une telle tôle métallique multi-perforée est soudée sur des secteurs d'anneau en matériau CMC, l'étanchéité au niveau de la soudure peut être affectée durant le fonctionnement du fait des écarts de degré de dilatation entre la tôle métallique et le secteur d'anneau. Les écarts de dilatation peuvent même, dans certains cas, aboutir à une rupture de la soudure conduisant à une désolidarisation entre la tôle métallique et le secteur d'anneau. Ainsi, en fixant l'élément de répartition de l'air de refroidissement à la structure de support d'anneau, on s'affranchit avantageusement de ces problèmes qui peuvent être rencontrés avec la tôle multi-perforée.
Enfin, les inventeurs ont déterminé qu'il était avantageux d'obtenir au niveau des secteurs d'anneau un gradient thermique le plus radial possible, et donc de limiter, voire de supprimer, le gradient thermique axial et tangentiel. La mise en œuvre de l'élément de répartition décrit plus haut lequel est muni d'une plaque multi-perforée est utile concernant cet aspect. En effet, l'air de refroidissement est accéléré lorsqu'il traverse la plaque multi-perforée et, de ce fait, l'échange thermique avec le secteur d'anneau situé en regard de la plaque est optimisé. Cela permet de limiter les gradients thermiques axial et tangentiel et donc de limiter l'apparition de contraintes mécaniques défavorables dans les secteurs d'anneau.
Dans un mode de réalisation, le corps de l'élément de répartition s'étend le long d'une direction circonférentielle de l'anneau de turbine et la plaque multi-perforée débouche entre les première et seconde pattes d'accrochage du secteur d'anneau.
Dans un mode de réalisation, l'élément de répartition comporte au moins un élément de maintien s'étendant le long de la direction radiale de l'anneau de turbine et venant en appui contre le secteur d'anneau de sorte à maintenir ce dernier en position dans la direction radiale.
Une telle caractéristique est avantageuse car elle permet de mettre à profit la présence de l'élément de répartition pour réaliser non seulement un refroidissement efficace de l'anneau de turbine mais aussi améliorer le maintien en position de ce dernier lors du fonctionnement.
Dans un mode de réalisation, l'élément de répartition est fixé à la structure de support d'anneau par au moins un élément rapporté coopérant avec un orifice défini par la portion de guidage de l'air de refroidissement et s'étendant le long de la direction axiale et/ou par au moins un élément rapporté coopérant avec un logement défini par le corps de l'élément de répartition et s'étendant le long de la direction radiale.
L'invention peut notamment s'appliquer à trois exemples avantageux d'ensembles d'anneau de turbine qui vont être à présent décrits.
Premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine
Ce premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine est tel qu'il comprend, pour chaque secteur d'anneau, au moins trois pions pour maintenir radialement le secteur d'anneau en position, au moins deux des pions coopérant avec l'une des première ou seconde pattes d'accrochage du secteur d'anneau et la première ou seconde patte radiale correspondante de la structure de support d'anneau, et au moins un des pions coopérant avec l'autre patte d'accrochage du secteur d'anneau et la patte radiale correspondante de la structure de support d'anneau, la première patte radiale comprenant une première portion radiale annulaire solidaire de la structure de support d'anneau et une seconde portion radiale annulaire amovible s'étendant radialement vers le centre de l'anneau de turbine sur une partie plus importante que ladite première portion radiale annulaire, la partie s'étendant au-delà de la première portion radiale annulaire comportant des premiers orifices de réception d'un desdits pions.
Le caractère amovible de la seconde portion radiale annulaire par rapport à la première portion radiale annulaire solidaire de la structure de support d'anneau permet d'avoir un accès axial à la cavité de l'anneau de turbine. Cela permet de simplifier le montage des secteurs d'anneau.
Le premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine permet avantageusement de maintenir chaque secteur d'anneau de façon déterministe, c'est-à-dire de maîtriser sa position et d'éviter qu'il ne se mette à vibrer. Cet ensemble d'anneau permet d'améliorer l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine, de simplifier les manipulations en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau, et de permettre à l'anneau de se déformer sous les effets de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Selon un premier mode de réalisation de ce premier exemple, la seconde portion radiale annulaire amovible comprend un flasque annulaire comportant une première portion en appui contre la première patte d'accrochage, une seconde portion fixée de manière amovible à la première portion radiale annulaire et une troisième portion positionnée entre la première et la seconde portions et comportant les premiers orifices de réception d'un desdits pions, la troisième portion et la première portion du flasque annulaire s'étendant au-delà de la première portion radiale annulaire.
Etant donné que la première portion et la troisième portion du premier flasque annulaire s'étendent au-delà de la première portion radiale annulaire de la première patte radiale, l'espace restant libre lorsque le flasque est enlevé permet une introduction axiale des secteurs d'anneau dans la structure de support d'anneau.
Selon un deuxième mode de réalisation de ce premier exemple, le flasque annulaire est en une seule pièce.
Le fait d'avoir un flasque annulaire en une seule pièce, c'est-àdire décrivant l'intégralité d'un anneau sur 360°, permet, par rapport à un flasque annulaire sectorisé, de limiter le passage du flux d'air entre le secteur hors veine et le secteur veine, dans la mesure où toutes les fuites inter-secteurs sont supprimées, et donc d'optimiser l'étanchéité.
Selon un troisième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau comprennent chacune une première extrémité solidaire de la face externe de la base annulaire, une seconde extrémité libre, au moins une oreille de réception d'un pion, chaque oreille s'étendant en saillie de la seconde extrémité d'une des première ou seconde pattes d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine, chaque oreille de réception comportant un orifice de réception d'un pion.
Les oreilles réalisées en saillie radiale des extrémités libres des première et seconde pattes d'accrochage permettent de déporter la zone de maintien des pattes d'accrochage par rapport aux zones d'appui comprises entre les deux extrémités des pattes d'accrochage et destinées à réaliser un contact étanche, d'une part, avec la première portion du flasque annulaire, et, d'autre part, avec la seconde patte radiale de la structure de support d'anneau. De plus, séparer la zone de réception des pions des zones d'appuis permet d'optimiser l'étanchéité en réduisant les discontinuités des zones d'appui.
Selon un quatrième mode de réalisation de ce premier exemple, la seconde portion radiale annulaire amovible comprend, pour chaque secteur d'anneau, au moins un deuxième et un troisième orifices recevant chacun un élément rapporté, l'élément rapporté reçu dans le deuxième orifice traversant la première portion radiale annulaire et l'élément rapporté reçu dans le troisième orifice étant logé dans un orifice défini par la portion de guidage de l'élément de répartition de l'air de refroidissement de sorte à assurer la fixation dudit élément de répartition à la structure de support d'anneau.
Selon un cinquième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, la seconde patte radiale de la structure de support d'anneau comprend une bride annulaire comportant une première portion en appui contre la deuxième patte d'accrochage, une seconde portion amincie par rapport à la première portion et une troisième portion positionnée entre la première et la seconde portions et comportant des orifices de réception d'un pion.
La réduction de l'épaisseur de la deuxième portion de la bride annulaire aval, permet de fournir de la souplesse à cette bride et ainsi de ne pas trop contraindre les secteurs d'anneau.
Il est également possible de réaliser une précontrainte axiale de la bride annulaire de la seconde patte radiale en faisant une interférence de quelques dixièmes de millimètres. Cela permet de reprendre les différences de dilatation entre les éléments métalliques et les secteurs d'anneau en CMC lorsque ces derniers sont utilisés.
Selon un sixième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, chaque élément de répartition comprend au moins deux blocs ajourés s'étendant chacun selon la direction axiale et décalés le long d'une direction circonférentielle de l'anneau de turbine, lesdits blocs étant positionnés radialement vers l'extérieur par rapport aux première et deuxième pattes d'accrochage du secteur d'anneau, les ajours de ces blocs recevant chacun un pion s'étendant le long de la direction radiale et permettant de maintenir en position les première et deuxième pattes d'accrochage du secteur d'anneau dans la direction radiale.
Une telle caractéristique est avantageuse car elle permet de mettre à profit la présence de l'élément de répartition pour réaliser non seulement un refroidissement efficace de l'anneau de turbine mais aussi améliorer le maintien en position de ce dernier lors du fonctionnement.
Selon un septième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, chaque secteur d'anneau comprend des surfaces d'appuis rectilignes présentes sur les faces des première et seconde pattes d'accrochage en contact respectivement avec la bride annulaire et le flasque annulaire.
Les appuis rectilignes permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées car un appui sur une ligne continue permet de ne pas avoir de fuites. Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine.
Par ailleurs, les anneaux en fonctionnement basculent autour d'une normale au plan comprenant la direction axiale et la direction radiale de l'anneau de turbine. Un appui curviligne générerait un contact entre l'anneau et la structure de support d'anneau en métal sur un ou deux points. A l'inverse, un appui rectiligne permet un appui sur une ligne.
Dans une variante, pour chaque secteur d'anneau, les faces de la bride annulaire et du flasque annulaire en contact avec les première et seconde pattes d'accrochage comprennent des surfaces d'appui rectilignes. 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. Le joint et la gorge peuvent être présents sur les première et deuxième pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau ou, en variante, sur la bride annulaire et sur le flasque annulaire.
Selon un huitième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, la première patte radiale de la structure de support d'anneau peut en outre comprendre un second flasque annulaire comportant une première portion et une seconde portion, la seconde portion étant couplée à la première portion radiale annulaire et à la seconde portion du premier flasque annulaire, la première portion du second flasque annulaire étant distante, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, de la première portion du premier flasque annulaire.
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.
En effet, laisser un espace entre la première portion du second flasque annulaire et la première portion du premier flasque annulaire permet de dévier l'effort reçu par le second flasque annulaire, en amont du premier flasque annulaire par rapport au sens du flux de gaz, et de le faire transiter directement vers la couronne centrale de la structure de support d'anneau via la seconde portion du second flasque annulaire, sans impacter la première portion du premier flasque annulaire en appui contre la première patte d'accrochage de l'anneau. La première portion du premier flasque annulaire ne subissant pas d'effort, l'anneau de turbine est ainsi préservé de cet effort axial.
Selon un neuvième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine, l'ensemble d'anneau peut comprendre en outre, pour chaque secteur d'anneau, au moins une vis de fixation traversant les premier et second flasques annulaires et la première portion radiale annulaire, et au moins un écrou de fixation coopérant avec ladite au moins une vis de fixation pour fixer les premier et second flasques annulaires à la première portion radiale annulaire.
Deuxième exemple d'ensembie d'anneau de turbine
Ce deuxième exemple d'ensemble d'anneau de turbine est tel que les première et seconde pattes d'accrochage s'étendent dans la direction radiale de l'anneau de turbine et présentent 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, chaque secteur d'anneau étant fixé à la structure de support d'anneau par une vis de fixation comportant une tête de vis en appui contre la structure de support d'anneau et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation, la plaque de fixation coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage.
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 effets de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.
Selon un premier mode de réalisation de ce deuxième exemple, la plaque de fixation comprend une première et une seconde extrémités opposées l'une de l'autre dans la direction circonférentielle et respectivement en appui contre 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, le premier et le second épaulements s'étendant chacun dans les directions axiale et radiale.
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.
Selon un deuxième mode de réalisation de ce deuxième exemple, 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 amincie par rapport au reste de la seconde bride annulaire, la portion amincie étant disposée entre une portion en appui contre la deuxième patte d'accrochage et une extrémité de la seconde bride annulaire solidaire du 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 secteur d'anneau.
Selon un troisième mode de réalisation de ce deuxième exemple, 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 flasques annulaires étant donc démontables de la première bride annulaire, le premier fiasque 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 de simplifier le montage des secteurs d'anneau.
Selon un quatrième mode de réalisation de ce deuxième exemple, chaque secteur d'anneau peut comprendre des surfaces d'appuis rectilignes présentes sur les faces des première et seconde pattes d'accrochage en contact respectivement avec la seconde bride annulaire et le premier flasque annulaire.
Comme mentionné plus haut pour le premier exemple, les appuis rectilignes permettent d'avoir des zones d'étanchéité maîtrisées.
Dans une variante, pour chaque secteur d'anneau, les faces de la seconde bride annulaire et du premier flasque annulaire en contact avec les première et seconde pattes d'accrochage comprennent des surfaces d'appuis rectilignes.
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. Le joint et la gorge peuvent être présents sur les première et deuxième pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau ou, en variante, sur la seconde bride annulaire et sur le premier flasque annulaire.
Selon un cinquième mode de réalisation de ce deuxième exemple, 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 sixième mode de réalisation de ce deuxième exemple, les troisième et quatrième pattes d'accrochage sont 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.
Selon un septième mode de réalisation de ce deuxième exemple, l'élément de répartition comprend une portion de fixation située radialement vers l'extérieur par rapport à la plaque multi-perforée et solidaire de la plaque de fixation.
Troisième exemple d'ensemble d'anneau de turbine
Ce troisième exemple d'ensemble d'anneau de turbine est tel que chaque secteur d'anneau présente en coupe selon le plan défini par les directions axiale et radiale une forme en K, les première et seconde pattes d'accrochage ayant chacune une forme de S, la première patte radiale comprenant un premier et un deuxième éléments de maintien sur lesquelles repose la face interne dans la direction radiale de la première patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau étant en contact avec un premier et un deuxième éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau, les premier et deuxième éléments de serrage étant respectivement en vis-à-vis des premier et deuxième éléments de maintien suivant la direction radiale, la seconde patte radiale comprenant un troisième élément de maintien sur lequel repose la face interne dans la direction radiale de la deuxième patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau étant en contact avec un troisième élément de serrage solidaire de la structure de support d'anneau, le troisième élément de serrage étant en vis-à-vis du troisième élément de maintien suivant la direction radiale.
La solution proposée dans ce troisième exemple permet de maintenir les secteurs d'anneau sans jeu au niveau de leur montage à froid sur la structure de support d'anneau, les secteurs d'anneau étant maintenus, d'une part, par le contact entre la face interne des pattes des secteurs d'anneau et les éléments de maintien solidaires des brides annulaires de la structure de support d'anneau et, d'autre part, par le contact entre la face externe des pattes des secteurs d'anneau et les éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau.
Selon un premier mode de réalisation de ce troisième exemple, les premier et deuxième éléments de maintien de la première patte radiale sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau tandis que le troisième élément de maintien de la seconde patte radiale est présent au voisinage de la partie médiane de chaque secteur d'anneau.
On assure ainsi un maintien équilibré de chaque secteur d'anneau tout en ayant une surface globale d'appui sur les secteurs d'anneau significativement réduite, ce qui permet de réduire la masse de l'ensemble d'anneau de turbine et de réduire les zones d'application d'éventuelles contraintes sur les secteurs d'anneau lors des dilatations thermiques.
Selon un deuxième mode de réalisation de ce troisième exemple, la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau repose en outre sur un quatrième élément de maintien solidaire de la deuxième patte radiale annulaire, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte de chaque secteur d'anneau étant en contact avec un quatrième élément de serrage solidaire de la structure de support d'anneau, le quatrième élément de serrage étant en vis-à-vis du quatrième élément de maintien suivant la direction radiale de l'anneau de turbine, et dans lequel les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première patte radiale annulaire et les troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième patte radiale annulaire sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau.
Dans ce cas, on assure également un maintien équilibré de chaque secteur d'anneau tout en ayant une surface globale d'appui sur les secteurs d'anneau significativement réduite, ce qui permet de réduire la masse de l'ensemble d'anneau de turbine et de réduire les zones d'application d'éventuelles contraintes sur les secteurs d'anneau lors des dilatations thermiques.
Selon un troisième mode de réalisation de ce troisième exemple, les premier, deuxième, troisième et éventuellement quatrième éléments de serrage sont formés respectivement par des premier, deuxième, troisième et éventuellement quatrième pions solidaires de la structure de support d'anneau. Les pions peuvent être notamment vissés ou frettés dans la structure de support d'anneau pour leur maintien en position.
Selon un quatrième mode de réalisation de ce troisième exemple, les première et deuxième pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau s'étendent suivant une direction rectiligne tandis que la base annulaire de chaque secteur d'anneau s'étend suivant la direction circonférentielle de l'anneau.
Ainsi, l'anneau présente des appuis rectilignes au niveau du contact avec la structure de support d'anneau. Cela permet d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées.
Selon un cinquième mode de réalisation de ce troisième exemple, les zones de contact entre les éléments de maintien et les pattes d'accrochage sont comprises dans un même plan rectiligne et les zones de contact entre les pattes d'accrochage et les éléments de serrage sont comprises dans un même plan rectiligne.
Cet alignement des zones de contact sur des plans rectilignes parallèles permet de conserver des lignes d'étanchéité en cas de bascule de l'anneau.
Selon un sixième mode de réalisation de ce troisième exemple, l'ensemble d'anneau comprend en outre un flasque amont monté sur la première patte radiale, le flasque amont comprenant une pluralité de premier et deuxième éléments de maintien répartis uniformément sur la face du flasque en regard des premières pattes des secteurs d'anneau.
En variante, l'ensemble d'anneau comprend un flasque amont monté sur la deuxième patte radiale, le flasque amont comprenant au moins une pluralité de troisièmes éléments de maintien répartis uniformément sur la face du flasque en regard des deuxièmes pattes des secteurs d'anneau.
L'utilisation d'un flasque permet de faciliter le montage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
Selon un septième mode de réalisation de ce troisième exemple, la deuxième patte radiale est élastiquement déformable. Cela permet de ne pas exercer de contraintes trop importantes sur les secteurs d'anneau.
La présente invention vise également une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que décrit plus haut.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon le premier exemple évoqué plus haut,
- la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1,
- la figure 3 est une vue en coupe en perspective de l'élément de répartition mis en œuvre dans l'ensemble d'anneau de turbine des figures 1 et 2,
- la figure 4 est une vue schématique et partielle en perspective d'une variante d'un ensemble d'anneau de turbine selon le premier exemple évoqué plus haut,
- la figure 5 est une vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon le deuxième exemple évoqué plus haut,
- les figures 6 et 7 sont des vues schématiques en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 5,
- la figure 8 est une vue schématique et partielle en perspective d'un ensemble d'anneau de turbine selon le troisième exemple évoqué plus haut,
- la figure 9 est une vue en coupe selon IX-IX de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 8,
- la figure 10 est une vue en perspective partielle de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 8, et
- la figure 11 représente le flasque amont utilisé dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 8.
Description détaillée de modes de réalisation
Description d'un premier mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine
La figure 1 montre un ensemble d’anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 11 en matériau composite à matrice céramique (CMC) ou en matériau métallique et une structure métallique de support d’anneau 13. Lorsque l'anneau 11 est en CMC, la structure de support d'anneau 13 est en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau constituant les secteurs d'anneau. L’anneau de turbine 11 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 11 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 110. La flèche Da indique la direction axiale de l'anneau de turbine 11 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 11. La flèche De indique quant à elle la direction circonférentielle de l'anneau de turbine 11. Pour des raisons de simplifications de présentation, la figure 1 est une vue partielle de l'anneau de turbine 11 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 110 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale Dr, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. Le secteur 110 comprend en effet une base annulaire 112 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d’écoulement du flux gazeux dans la turbine lequel s'effectue le long de la direction axiale DA.
La base annulaire 112 comporte, suivant la direction radiale Dr de l'anneau 11, une face interne 112a et une face externe 112b opposées l'une à l'autre. La face interne 112a de la base annulaire 112 est revêtue d’une couche 113 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 114 et 116 s'étendent en saillie, suivant la direction Dr, à partir de la face externe 112b de la base annulaire 112 à distance des extrémités amont et aval 1121 et 1122 de la base annulaire 112. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 s'étendent sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 110, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 110.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la structure de support d’anneau 13 qui est solidaire d'un carter de turbine 130 comprend une couronne centrale 131, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 11 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 13 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 132 et une bride radiale annulaire aval 136 qui s'étendent, suivant la direction radiale DR, depuis la couronne centrale 31 vers le centre de l'anneau 11 et dans la direction circonférentielle de l'anneau 11.
Comme cela est illustré sur la figure 2, la bride radiale annulaire aval 136 comprend une première extrémité 1361 libre et une seconde extrémité 1362 solidaire de la couronne centrale 131. La bride radiale annulaire aval 136 comporte une première portion 1363, une seconde portion 1364, et une troisième portion 1365 comprise entre la première portion 1363 et la seconde portion 1364. La première portion 1363 s'étend entre la première extrémité 1361 et la troisième portion 1365, et la seconde portion 1364 s'étend entre la troisième portion 1365 et la seconde extrémité 1362. La première portion 1363 de la bride radiale annulaire 136 est au contact de la patte radiale d'accrochage aval 116. La seconde portion 1364 est amincie par rapport à la première portion 1363 et la troisième portion 1365 de manière à donner une certaine souplesse à la bride radiale annulaire 136 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 11.
Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la structure de support d'anneau 13 comprend en outre un premier et un second flasques amont 133 et 134 présentant chacun, dans l'exemple illustré, une forme annulaire. Les deux flasques amont 133 et 134 sont fixés ensemble sur la bride radiale annulaire amont 132. En variante, les premier et second flasques amont 133 et 134 pourraient être segmentés en une pluralité de sections d'anneau.
Le premier flasque amont 133 comprend une première extrémité 1331 libre et une seconde extrémité 1332 au contact de la couronne centrale 131. Le premier flasque amont 133 comprend en outre une première portion 1333 s'étendant depuis la première extrémité 1331, une seconde portion 1334 s'étendant depuis la deuxième extrémité 1332, et une troisième portion 1335 s'étendant entre la première portion 1333 et la deuxième portion 1334.
Le second flasque amont 134 comprend une première extrémité 1341 libre et une seconde extrémité 1342 au contact de la couronne centrale 131, ainsi qu'une première portion 1343 et une seconde portion 1344, la première portion 1343 s'étendant entre la première extrémité
1341 et la seconde portion 1344, et la seconde portion 1344 s'étendant entre la première portion 1343 et la seconde extrémité 1342.
La première portion 1333 du premier flasque amont 133 est en appui sur la patte radiale d'accrochage amont 114 du secteur d'anneau 110. Les premier et second fiasques amont 133 et 134 sont conformés pour avoir les premières portions 1333 et 1343 distantes l'une de l'autre et les secondes portions 1334 et 1344 en contact, les deux flasques 133 et 134 étant fixés de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 132 à l'aide de vis 160 et d'écrous 161 de fixation, les vis 160 traversant des orifices 13340, 13440 et 1320 prévus respectivement dans les secondes portions 1334 et 1344 des deux flasques amont 133 et 134 ainsi que dans la bride radiale annulaire amont 132. Les écrous 161 sont quant à eux solidaires de la structure de support d'anneau 13, étant par exemple fixés par sertissage à celle-ci.
Le second flasque amont 134 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, c'est-à-dire vers la ligne de la structure de support d'anneau 13.
Dans la direction axiale DA, la bride radiale annulaire aval 136 de la structure de support d'anneau 13 est séparée du premier flasque amont 133 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 de manière à maintenir ces dernières entre la bride radiale annulaire aval 136 et le premier flasque amont 133. Il est possible de réaliser une précontrainte axiale de la bride 136. Cela permet de reprendre les différences de dilatation entre les éléments métalliques et les secteurs d'anneau en CMC lorsque ces derniers sont utilisés.
Pour davantage maintenir en position les secteurs d'anneau 110, et donc l'anneau de turbine 11, avec la structure de support d'anneau 13, l'ensemble d'anneau comprend, dans l'exemple illustré, deux premiers pions 119 coopérant avec la patte d'accrochage amont 114 et le premier flasque amont 133, et deux seconds pions 120 coopérant avec la patte d'accrochage aval 116 et la bride radiale annulaire aval 136.
Pour chaque secteur d'anneau 110 correspondant, la troisième portion 1335 du premier flasque amont 133 comprend deux orifices 13350 de réception des deux premiers pions 119, et la troisième portion 1365 de la bride radiale annulaire 136 comprend deux orifices 13650 configurés pour recevoir les deux seconds pions 120.
Pour chaque secteur d'anneau 110, chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 comprend une première extrémité, 1141 et 1161, solidaire de la face externe 112b de la base annulaire 112 et une seconde extrémité, 1142 et 1162, libre. La seconde extrémité 1142 de la patte radiale d'accrochage amont 114 comprend deux premières oreilles 117 comportant chacune un orifice 1170 configuré pour recevoir un premier pion 119. De manière similaire, la seconde extrémité 1162 de la patte radiale d'accrochage aval 116 comprend deux secondes oreilles 118 comportant chacune un orifice 1180 configuré pour recevoir un second pion 120. Les premières et secondes oreilles 117 et 118 s'étendent en saillie dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 11 respectivement de la seconde extrémité 1142 de la patte d'accrochage radiale amont 114 et de la seconde extrémité 1162 de la patte d'accrochage radiale aval 116.
Pour chaque secteur d'anneau 110, les deux premières oreilles 117 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 11. De même, pour chaque secteur d'anneau 110, les deux secondes oreilles 118 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 11.
Chaque secteur d'anneau 110 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 1110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire amont 133 et la bride radiale annulaire aval 136, c'est-à-dire sur la face amont 114a de la patte radiale d'accrochage amont 114 et sur la face aval 116b de la patte radiale d'accrochage aval 116. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur le premier flasque annulaire amont 133 et sur la bride radiale annulaire aval 136.
Les appuis rectilignes 1110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 1110 entre la patte radiale d'accrochage amont 114 et le premier flasque annulaire amont
133, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 116 et la bride radiale annulaire aval 136 sont compris dans un même plan rectiligne.
Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine 11. Par ailleurs, les anneaux en fonctionnement basculent autour d'une normale au plan (DA, Dr). Un appui curviligne générerait un contact entre l'anneau 11 et la structure de support d'anneau 13 sur un ou deux points. A l'inverse, un appui rectiligne permet un appui sur une ligne.
Comme mentionné plus haut, l'ensemble d'anneau comprend en outre, pour chaque secteur d'anneau 110, un élément de répartition de l'air de refroidissement 150. Cet élément de répartition 150 constitue un diffuseur permettant l'impact d'un flux de refroidissement FR sur la face externe 112b du secteur d'anneau 110. L'élément 150 est présent dans une première cavité 151 délimitée entre l'anneau de turbine 11 et la structure de support d'anneau 13. L'élément de répartition 150 comprend un corps creux 153 qui définit un volume interne V de répartition de l'air de refroidissement ainsi qu'une plaque multi-perforée 195 comprenant une pluralité de perforations traversantes 197 qui mettent en communication le volume interne V avec une deuxième cavité 156 délimitée entre l'anneau de turbine 11 et la plaque 195. La plaque multi-perforée 195 est située en regard (en face) de la face externe 112b du secteur d'anneau 110. La plaque multi-perforée 195 présente dans l'exemple illustré une forme allongée le long de la direction circonférentielle Dc de l'anneau de turbine 11. La plaque multi-perforée 195 débouche en outre entre les première 114 et seconde 116 pattes d'accrochage du secteur d'anneau 110. Aucun élément tiers n'est présent entre la plaque multi-perforée 195 et la face externe 112b du secteur d'anneau 110 afin de ne pas ralentir ou perturber l'écoulement de l'air de refroidissement traversant la plaque 195 et venant impacter le secteur d'anneau 110. La plaque multi-perforée 195 délimite le volume interne V et est située du côté du secteur d'anneau 110 (radialement vers l'intérieur). L'élément 150 comprend en outre une portion de guidage de l'air de refroidissement 157 qui s'étend à partir du corps 153 à la fois dans la direction radiale Dr et dans la direction axiale Da. La portion de guidage 157 est positionnée radialement vers l'extérieur par rapport à la plaque multi-perforée 195. Cette portion de guidage 157 définit un canal intérieur qui est en communication avec les orifices d'alimentation en air de refroidissement 192 et 190 respectivement ménagés dans les premier 133 et deuxième 134 flasques amont. Le flux d'air de refroidissement Fr prélevé en amont dans la turbine est destiné à traverser les orifices 190 et 192 en vue d'être acheminé jusqu'au secteur d'anneau 110. La portion de guidage 157 définit un canal intérieur 194 que le flux d'air de refroidissement FR est destiné à traverser en vue d'être transféré au volume intérieur V et être distribué au secteur d'anneau 110 suite à sa traversée de la plaque multi-perforée 195. Le canal intérieur 194 présente un orifice d'entrée 191 qui est situé en regard (en face) de l'orifice d'alimentation 192 et communiquant avec ce dernier. Il peut être avantageux que l'orifice d'entrée 191 soit dans le prolongement de l'orifice d'alimentation 192, la portion de guidage 157 étant dans ce cas au contact ou très peu espacée du premier flasque amont 133. Le canal intérieur 194 débouche par ailleurs dans le volume interne V au travers de l'orifice de sortie 193. L'orifice de sortie 193 débouche, dans l'exemple illustré, en face de la plaque multi-perforée 195. Le canal intérieur 194 de la portion de guidage 157 a pour rôle de canaliser l'air de refroidissement FR arrivant au travers de l'orifice 192 afin de le transférer dans le volume intérieur V puis vers le secteur d'anneau 110 et ainsi minimiser les pertes ou fuites de cet air de refroidissement.
La portion de guidage 157 définit un logement 158 traversant, dans le cas présent, mais qui pourrait en variante être borgne. Une vis de fixation 163 est destinée à coopérer avec ce logement 158 afin d'assurer la fixation de l'élément 150 à la structure de support d'anneau. Comme on peut le voir en particulier sur la figure 1, l'élément de répartition 150 comprend en outre une portion additionnelle de maintien 159 distincte de la portion de guidage 157 (la portion 159 ne définit pas nécessairement de canal intérieur d'acheminement du fluide de refroidissement). Les portions 157 et 159 d'un même élément de répartition 150 sont décalées le long de la direction circonférentielle Dc. La portion de maintien 159 définit elle aussi un logement 154 coopérant avec une vis de fixation 163 afin de permettre la fixation de l'élément 150 à la structure de support d'anneau 13. Dans l'exemple illustré, les vis de fixation 163 s'étendent le long de la direction axiale DA de l'anneau de turbine et traversent les premier 133 et second 134 flasques amont lorsqu'elles sont logées dans les logements 154 et 158.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1.
Lorsque les secteurs d'anneau 110 sont réalisés en matériau CMC, ces derniers sont réalisés 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-Nicalon S, 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 114 et 116 des secteurs 110.
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.
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La fabrication des secteurs d'anneau en matériau CMC qui vient d'être décrite est valable pour le premier, le deuxième ou le troisième exemple d'ensemble d'anneau évoqué plus haut lorsque cet ensemble met en œuvre un anneau en matériau CMC.
Lorsque les secteurs d'anneau 110 sont en matériau métallique, ces derniers peuvent par exemple être formés par l'un des matériaux suivants : alliage AMI, alliage C263 ou alliage M509.
La structure de support d'anneau 13 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou Inconel 718 ou encore C263.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 110 sur la structure de support d'anneau 13. Ce montage peut être effectué secteur d'anneau par secteur d'anneau de la manière suivante.
On place d'abord les premiers pions 119 dans les orifices 13350 prévus dans la troisième partie 1335 du premier flasque amont 133, et on monte le secteur d'anneau 110 sur le premier flasque amont 133 en engageant les premiers pions 119 dans les orifices 1170 des premières oreilles de la patte d'accrochage amont 114 jusqu'à ce que la première portion 1333 du premier flasque amont 133 soit en appui contre la surface d'appui 1110 de la face amont 114a de la patte d'accrochage amont 114 du secteur d'anneau 110.
On fixe ensuite le deuxième flasque amont 134 au premier flasque amont 133 et à l'élément 150 présent entre les pattes 114 et 116 en positionnant les vis de fixation 163 au travers des orifices 13440, 13340, 154 et 158.
Puis les deux seconds pions 120 sont insérés dans les deux orifices 13650 prévus dans la troisième partie 1365 de la bride radiale annulaire 136 de la structure de support d'anneau 13.
L'ensemble comprenant le secteur d'anneau 110, les flasques 133 et 134 et l'élément 150 précédemment obtenu 1 est ensuite monté sur la structure de support d'anneau 13 en insérant chaque second pion 120 dans chacun des orifices 1180 des secondes oreilles 118 des pattes radiales d'accrochage aval 116 du secteur d'anneau 110. Lors de ce montage, on met la deuxième portion 1334 du premier flasque amont 133 en appui contre la bride radiale annulaire amont 132.
On finalise ensuite le montage du secteur d'anneau en venant insérer les vis de fixations 160 dans les orifices 13440, 13340 encore libres et 1320, coaxiaux, et on serre chacune des vis dans les écrous 161 solidaires de la structure de support d'anneau.
L'exemple de réalisation qui vient d'être décrit comprend, pour chaque secteur d'anneau 110, deux premiers pions 119 et deux seconds pions 120. On ne sort toutefois pas du cadre de l'invention si pour chaque secteur d'anneau, on utilise deux premiers pions 119 et un seul second pion 120 ou un seul premier pion 119 et deux seconds pions 120.
Description d'un deuxième mode de réalisation du premier exemple d'ensemble d'anneau de turbine
La figure 4 illustre un deuxième mode de réalisation du premier ensemble d'anneau de turbine. Ce deuxième mode de réalisation ne diffère du premier mode de réalisation précédemment décrit qu'en ce que chaque élément de répartition 1500 comprend en outre deux blocs ajourés 1510 et 1520 qui s'étendent chacun selon la direction axiale DA et qui sont décalés le long de la direction circonférentielle Dc. Le corps de l'élément de répartition présente, dans cet exemple, deux prolongements radiaux 1514 et 1524 connectés respectivement au bloc 1510 et au bloc 1520. Le premier bloc 1510 présente des extrémités axiales 1516a et 1516b qui viennent bloquer les pattes d'accrochage 114 et 116 d'un mouvement radial vers l'extérieur. Les extrémités 1516a et 1516b du premier bloc présentent chacune un ajour traversant dans lequel est reçu un pion 1512 s'étendant radialement et permettant de maintenir les pattes d'accrochage 114 et 116 en position radiale. De manière similaire, les extrémités 1526a et 1526b reçoivent chacune un pion 1522 ayant la même fonction.
Dans une variante non illustrée, on pourrait encore utiliser un élément de répartition 150 ayant la même structure que celle décrite aux figures 1 à 3 (ne comportant pas les blocs 1510 et 1520) et des pions s'étendant dans la direction radiale entre la couronne centrale 131 et les pattes d'accrochage 114 et 116 afin de maintenir ces pattes en position radiale. Selon cette variante, les extrémités de ces pions sont insérées en force dans des orifices réalisés dans la couronne centrale 131 afin d'assurer leur maintien. En variante, ces pions pourraient être montés avec un jeu dans les orifices de la couronne centrale 131 puis être soudés ensuite.
Description d'un mode de réalisation du deuxième exemple d'ensemble d'anneau de turbine
Dans ce deuxième exemple d'ensemble d'anneau de turbine, certains éléments sont communs au premier exemple précédemment décrit. La description de ces éléments communs n'est pas reprise dans un souci de concision. Ces éléments communs sont référencés dans ce deuxième exemple par la même référence à l'exception qu'ils commencent par un « 2 » au lieu d'un « 1 ». Ainsi, par exemple, les vis référencées 160 dans le premier exemple seront référencées 260 dans le deuxième exemple.
Comme cela est illustré sur les figures 5 à 7, le secteur d'anneau 210 comprend, dans ce deuxième exemple, deux pattes axiales d'accrochage 217 et 218 s'étendant entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 214 et 216.
Chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 214 et 216 comprend une première extrémité, 2141 et 2161, solidaire de la face externe 212b de la base annulaire 212 et une seconde extrémité, 2142 et 2162, libre. Les pattes axiales d'accrochage 217 et 218 s'étendent plus précisément, dans la direction axiale DA, entre la seconde extrémité 2142 de la patte radiale d'accrochage amont 214 et la seconde extrémité 2162 de la patte radiale d'accrochage aval 216.
Chacune des pattes axiales d'accrochage 217 et 218 comprend une extrémité amont, respectivement 2171 et 2181, et une extrémité aval, respectivement 2172 et 2182, les deux extrémités, 2171 et 2172 d'une part et 2181 et 2182 d'autre part, d'une patte axiale d'accrochage 217 ou 218 étant séparées par une partie centrale, 2170 et 2180. Les extrémités amont et aval, 2171 et 2172 d'une part et 2181 et 2182 d'autre part, de chaque patte d'accrochage axiale 217 et 218 s'étendent en saillie, dans la direction radiale Dr, de la seconde extrémité 2142, 2162 de la patte radiale d'accrochage 214, 216 à laquelle elles sont couplées, de manière à avoir une partie centrale 2170 et 2180 de patte axiale d'accrochage 217 et 218 surélevée par rapport aux secondes extrémités 2142 et 2162 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 214 et 216.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 5 à 7, chacune des pattes axiales d'accrochage 217 et 218 est coupée en deux, formant une partie amont, respectivement 2173 et 2183, et une partie aval, respectivement 2174 et 2184.
Comme illustré sur les figures 5 à 7, pour chaque secteur d'anneau 210, l'ensemble d'anneau de turbine comprend une vis 219 et une plaque de fixation 220. La plaque de fixation 220 comprend une première et une seconde extrémités 2201 et 2202 respectivement en appui contre la première et la seconde patte axiale d'accrochage 217 et 218.
Les première et seconde extrémités 2201 et 2202 de la plaque de fixation 220 comprennent chacune une découpe formant une première butée, respectivement 2201a et 2202a, 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 2201b et 2202b, 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 2201 et 2202 coopère ainsi avec une patte axiale d'accrochage distincte 217 ou 218 pour venir en appui sur les deux côtés à la fois d'une même arête de la patte axiale d'accrochage 217 ou 218.
La plaque de fixation 220 offre ainsi un maintien radial de la veine en exerçant une force radiale à l'aide des deux butées radiales 2201b et 2202b en appui sur la face interne 217a et 218a, selon la direction radiale Dr, de chacune des deux pattes axiales d'accrochage 217 et 218. La plaque de fixation 220 bloque également le secteur d'anneau 210, et donc l'anneau 21, de toute rotation autour de l'axe de la turbine, du fait de l'appui des deux pattes axiales d'accrochage 217 et 218 sur deux côtés opposés de la plaque de fixation 220.
La plaque de fixation 220 comprend en outre un orifice 221 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 219 pour fixer la plaque de fixation 220 à la vis 219. La vis 219 comprend une tête de vis 2190 coopérant avec un orifice 2234 réalisé dans la couronne centrale 231 de la structure de support de l'anneau 23 au travers duquel la vis 219 est insérée avant d'être vissée à la plaque de fixation 220.
La solidarisation radiale du secteur d'anneau 210 avec la structure de support d'anneau 23 est réalisée à l'aide de la vis 219, dont la tête 2190 est en appui sur la couronne centrale 231 de la structure de support de l'anneau 23, et de la plaque de fixation 220 vissée à la vis 219 et dont les extrémités 2201 et 2202 sont en appui contre les pattes axiales d'accrochage 217 et 218 du secteur d'anneau 210.
Pour bloquer radialement le secteur d'anneau 210 dans un sens opposé à celui des forces exercées par les secondes butées 2201b et 2202b, l'ensemble d'anneau de turbine comprend, dans ce mode de réalisation, quatre pions 225 s'étendant dans la direction radiale DR entre la couronne centrale 231 de la structure de support d'anneau 23 et les pattes axiales d'accrochage 217 et 218 de l'anneau 21. Plus précisément, les pions 225 comprennent des premières extrémités 2251 insérées en force dans des orifices 225a réalisés dans la couronne centrale 231 autour de l'orifice 2234 recevant la vis 219 de fixation. Dans une variante, les pions pourraient également être frettés dans les orifices 225a 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 225 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices 225a. Les pions 225 pourraient encore être montés avec un jeu dans les orifices 225a et être soudés ensuite.
Les quatre pions 225 sont répartis symétriquement par rapport à la vis 219 de manière à avoir deux pions 225 s'étendant entre la première patte axiale d'accrochage 217 et la structure de support d'anneau 23 et deux pions 225 s'étendant entre la seconde patte axiale d'accrochage 218 et la structure de support d'anneau 23. Les pions 225 sont dimensionnés et installés pour qu'une seconde extrémité 2252 de chaque pion 225, opposée à la première extrémité 2251, vienne en appui sur la patte axiale d'accrochage 217 ou 218 associée, plus particulièrement sur la face externe 217b ou 218b correspondante, bloquant ainsi radialement, avec l'aide de la plaque de fixation 220, les pattes axiales d'accrochage 217 et 218, et donc l'anneau 21, dans les deux sens de la direction radiale Dr de l'anneau 21.
L'ensemble d'anneau comprend en outre, pour chaque secteur d'anneau 210, un élément de répartition de l'air de refroidissement 250 ayant une fonction similaire à l'élément de répartition 150 décrit plus haut. L'élément 250 comprend ici une pluralité de portions de guidage de l'air de refroidissement 257 qui s'étendent à partir du corps 253 à la fois dans la direction radiale Dr et dans la direction axiale DA. Ces portions de guidage 257 définissent chacune un canal intérieur qui est en communication avec les orifices d'alimentation en air de refroidissement 292 et 290 respectivement ménagés dans les premier 233 et deuxième 234 flasques amont. Les portions de guidage 257 définissent un canal intérieur que le flux d'air de refroidissement est destiné à traverser en vue d'être transféré au volume intérieur et être distribué au secteur d'anneau 210 suite à sa traversée de la plaque multi-perforée 295. Le canal intérieur présente un orifice d'entrée 291 qui est situé en regard (en face) de l'orifice d'alimentation 292 et communiquant avec ce dernier. Le canal intérieur débouche par ailleurs dans le volume interne au travers d'un orifice de sortie défini par le relief 257a. Cet orifice de sortie débouche, dans l'exemple illustré, en face de la plaque multi-perforée 295. Les portions de guidage 257 sont fixées au corps par insertion des reliefs 257a dans les orifices 253a définis par le corps 253. Selon une variante, les portions de guidage 257 pourraient être formées de manière monolithique (en une seule pièce) avec le corps 253.
L'élément de répartition 250 est ici soudé à la plaque de fixation 220 au niveau d'une portion de fixation 253b située radialement vers l'extérieur par rapport à la plaque multi-perforée 295. La plaque 295 présente en outre un orifice 295a destiné à coopérer avec la vis de fixation 219. Dans ce deuxième exemple, l'élément de répartition 250 est fixé à la structure de support d'anneau 23 par un élément rapporté, constitué par la vis 219, qui coopère avec un logement défini par le corps 253 et la plaque de fixation 295 et qui s'étend selon la direction radiale DR.
Un exemple de manière de monter des secteurs d'anneau 210 sur la structure de support d'anneau 23 va à présent être décrit.
Pour cela, les secteurs d'anneau 210 sont assemblés ensemble sur un outil annulaire de type « araignée » comportant, par exemple, des ventouses configurées pour maintenir chacune un secteur d'anneau 210. Puis les plaques de fixation 220 soudées à un élément de répartition 250 associé sont insérées dans chacun des espaces libres s'étendant entre une première et une seconde pattes axiales d'accrochage 217 et 218 d'un secteur d'anneau 210. Jusqu'à ce qu'elle soit vissée à la structure de support d'anneau 23, chaque plaque de fixation 220 est maintenue en position en appui contre les pattes axiales d'accrochage 217 et 218 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 220, c'est-à-dire pour chaque secteur d'anneau 210. Chaque patte de maintien est insérée entre les deux pattes axiales d'accrochage 217 et 218, d'une part, et entre la seconde extrémité 2162 de la patte radiale d'accrochage aval 216 et la plaque de fixation 220 d'autre part. Chaque patte de maintien est ensuite ajustée pour maintenir la plaque de fixation 220 associée en appui contre les pattes axiales d'accrochage 217 et 218. Chaque vis 219 de fixation est ensuite insérée dans l'orifice 2234 associé de la couronne centrale de la structure de support d'anneau 23 et vissée dans le trou taraudé 221 de la plaque de fixation 220 associée et dans l'orifice 295a jusqu'à ce que la tête de vis 2190 soit en appui contre la couronne centrale 231. Les pions 225 sont aussi introduits de manière à ce que le secteur d'anneau soit maintenu radialement. Le premier et le second flasques 233 et 234 sont alors fixés à la bride radiale annulaire amont 232 à l'aide des vis 260 pour maintenir axialement l'anneau de turbine 1, puis l'outil annulaire est retiré.
Description d'un mode de réalisation du troisième exemple d'ensemble d'anneau de turbine
La figure 8 montre un ensemble d’anneau de turbine haute pression selon le troisième exemple comprenant un anneau de turbine en matériau CMC ou en matériau métallique et une structure métallique de support d’anneau 33. L’anneau de turbine est formé d’une pluralité de secteurs d’anneau 310.
Chaque secteur d’anneau 310 présente, comme illustré sur les figures 8 à 10 et selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 312, des pattes amont et aval 314, 316 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction DR, à partir de la face externe de la base annulaire 312.
La structure de support d'anneau 33 qui est solidaire d'un carter de turbine 330 comprend une bride radiale amont annulaire 33' et une bride radiale aval annulaire 36' qui s'étendent suivant la direction radiale DR vers le centre de l'anneau et dans la direction circonférentielle de l'anneau. Dans l'exemple décrit ici, la structure de support d'anneau 33 comprend en outre un flasque amont 33' présentant une forme d'anneau, le flasque amont 33' étant monté sur la bride radiale amont annulaire 32'. Par souci de clarté, la figure 8 ne montre qu'une partie de l'anneau de turbine, de la structure de support d'anneau 33 et du flasque 33', ces éléments s'étendant en réalité suivant une forme annulaire complète, une pluralité de secteurs d'anneau 310 adjacents étant disposés entre les brides 33' et 36' de la structure de support d'anneau.
Les pattes amont et aval 314, 316 de chaque secteur d'anneau 310 s'étendent suivant une direction rectiligne (selon la direction axiale DA) tandis que la base annulaire 312 de chaque secteur s'étend suivant la direction circonférentielle DC de l'anneau de turbine.
Dans l'exemple décrit ici, la face interne 314b dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la première patte 314 de chaque secteur d'anneau 310 repose sur un premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la bride radiale amont annulaire 32', correspondant ici à un premier et un deuxième ergots 330' et 331' faisant saillie depuis la face 33'a du flasque amont 33' (figures 10 et 11) en regard de la patte amont 314 des secteurs d'anneau 310.
Les premier et deuxième ergots 330' et 331' sont répartis régulièrement sur le flasque 33' à des positions déterminées de manière à être présents au voisinage des extrémités circonférentielles 310a et 310b de chaque secteur d'anneau 310. Le flasque amont 33' étant monté sur la bride radiale amont annulaire 32', les ergots 330' et 331' sont solidaires de la bride radiale amont annulaire 32'.
En outre, la face externe 314a dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la patte amont 314 de chaque secteur d'anneau 310 est en contact avec un premier et un deuxième éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau 33, ici des premier et deuxième pions 40' et 4Γ. Les premier et deuxième pions 40' et 41' sont placés respectivement en vis-à-vis des premier et deuxième ergots 330' et 331' suivant la direction radiale DR de l'anneau de turbine. Les pions 40' et 41' sont maintenus respectivement dans des orifices ménagés dans la bride 32'.
Les pions 40' et 41' peuvent être frettés dans les orifices de la bride 32' par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force, ou encore en contractant les pions par mise en contact avec un fluide froid (azote liquide) qui permettent la tenue de ces éléments à froid ou maintenus dans lesdits orifices par vissage. Les pions 40' et 41' comprennent dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices de la bride 32'.
La face interne 316b dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la deuxième patte 316 de chaque secteur d'anneau 310 repose sur un troisième élément de maintien solidaire de la bride radiale annulaire 36', correspondant ici à un troisième ergot 360' (figure 10) faisant saillie depuis la face 36'a de la bride 36' en regard de la patte aval 316 des secteurs d'anneau 310. Les troisièmes ergots 360' sont répartis uniformément sur la face 36'a de la bride radiale annulaire 36' à une position déterminée de manière à être présent au voisinage de la partie médiane de chaque secteur d'anneau 310.
En outre, la face externe 316a dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la patte aval 316 de chaque secteur d'anneau 310 est en contact avec un troisième élément de serrage solidaire de la structure de support d'anneau 33, ici un troisième pion 50'. Le troisième pion 50' est placé respectivement en vis-à-vis du troisième ergot 360' suivant la direction radiale DR de l'anneau de turbine. Le pion 50' est maintenu dans un orifice 361' ménagé dans une saillie 362' présente sur la face 36'a de la bride radiale aval annulaire 36' en regard des pattes 316 des secteurs d'anneau 310.
Le pion 50' peut être fretté dans l'orifice 361' par des montages métalliques connus tels que décrits plus haut qui permettent la tenue de cet élément à froid ou maintenu dans ledit orifice par vissage, les pions 50' comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans l'orifice 361'.
Dans l'exemple décrit ici, chaque secteur d'anneau 310 est maintenu dans la structure de support d'anneau au niveau de trois points de maintien, un premier point de maintien étant formé par l'ergot 330' et le pion 40' en vis-à-vis, un deuxième point étant formé par l'ergot 331' et le pion 41' en vis-à-vis et un troisième point étant formé par l'ergot 360' et le pion 50' en vis-à-vis comme représenté sur la figure 10 notamment.
Les éléments de serrage, ici les pions 40', 41' et 50' peuvent par exemple réalisés en matériau métallique.
Grâce à l'utilisation des éléments de serrage, comme les pions 40', 41' et 50', il est possible de régler les appuis à froid entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau. Par « à froid », on entend dans la présente invention, la température à laquelle se trouve l'ensemble d'anneau lorsque la turbine ne fonctionne pas, c'est-à-dire à une température ambiante qui peut être par exemple d'environ 25°C. Par « à chaud », on entend ici les températures auxquelles est soumis l'ensemble d'anneau lors du fonctionnement de la turbine, ces températures pouvant par exemple être comprises entre 600°C et 1500°C, par exemple entre 600°C et 900°C.
Dans l'exemple qui vient d'être décrit, deux éléments de maintien et deux éléments de serrage sont présents du côté de la bride radiale amont annulaire tandis qu'un élément de maintien et un élément de serrage sont présents du côté de la bride radiale aval annulaire. L'invention s'applique également à un ensemble d'anneau de turbine dans lequel deux éléments de maintien et deux éléments de serrage sont présents du côté de la bride radiale aval annulaire tandis qu'un élément de maintien et un élément de serrage sont présents du côté de la bride radiale amont annulaire.
Grâce à la forme rectiligne des pattes de chaque secteur d'anneau, les appuis ou zones de contact entre les éléments de maintien (par exemple des ergots) et les pattes sont compris dans un même plan rectiligne. De même, les appuis ou zones de contact entre les pattes et les éléments de serrage (par exemple des pions) sont compris dans un même plan rectiligne. Les anneaux en fonctionnement basculent autour d'une normale au plan (DA ; DR). Un appui curviligne générerait un contact secteur d'anneau/structure de support d'anneau sur un ou deux points alors qu'un appui rectiligne est avantageux car il permet un appui sur une ligne.
Les figures 8 et 9 illustrent en outre le fait que l'ensemble d'anneau comprend une pluralité d'éléments de répartition de l'air de refroidissement 60 destinées à permettre l'impact d'un flux de refroidissement sur la face interne de l'anneau de turbine. Chaque élément 60 comprend un corps creux 61 délimitant un volume interne V. Des première et deuxième pattes 62 et 63 s'étendent de chaque côté du corps 61, la première patte 62 étant maintenue entre la bride radiale amont annulaire 32' de la structure de support d'anneau 33 et la patte 314 des secteurs d'anneau 310 tandis que la deuxième patte 63 est maintenue entre la bride radiale aval annulaire 36' de la structure de support d'anneau 33 et la patte 316 des secteurs d'anneau 310. Chaque élément 60 est en outre maintenu en position à l'intérieur de la structure de support d'anneau 33 par un pion 65 solidaire d'un capuchon 66 fixé à la structure d'anneau 33. Le pion 65 exerce un appui sur un pion 65a traversant le corps 61 afin de maintenir en position l'élément 60.
L'élément de répartition 60 est aussi maintenu en position par appui des pattes 62 et 63 sur les pattes 314 et 316. Le pion 65a s'étend selon la direction radiale DR et vient en outre en appui sur le secteur d'anneau 310 de sorte à maintenir ce dernier en position dans la direction radiale.
Le volume intérieur V est fermé dans sa partie inférieure par une plaque 64 comportant une pluralité de perforations 640. Un flux d'air de refroidissement FR prélevé en amont dans la turbine est guidé jusqu'en dans le volume V par une portion de guidage 601 (figure 9). Le flux FR traverse alors les perforations 640 de la plaque 64 afin de refroidir la face interne des secteurs d'anneau 310 formant l'anneau de turbine.
Un exemple de manière de monter des secteurs d'anneau 310 sur la structure de support d'anneau 33 va à présent être décrit.
L'ensemble constitué d'un secteur d'anneau 310 et de l'élément 60 est approché de la structure de support d'anneau 33 de manière à poser la face interne 316b de la patte 316 sur l'ergot 360'. Le pion 50' est alors introduit de manière à maintenir la patte 316 sur la bride 36'. Les pions 40' et 41' sont positionnés dans la bride annulaire 32'. Le flasque amont 33' est alors monté sur la bride radiale amont annulaire 32'. En raison des efforts aérodynamiques importants, le distributeur va pousser le flasque 33' et le « plaquer » sur la bride amont 32'. Une fois le flasque 33' monté, la face interne 314b des pattes 314 de chaque secteur 310 repose sur les ergots 330' et 331'. Les pions 40' et 41' vont alors permettre de fixer le secteur d'anneau. Le montage est ensuite finalisé par positionnement des pions 65a et 65 ainsi que du capuchon 66.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (310) en matériau composite à matrice céramique ou en matériau métallique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau (33), chaque secteur d'anneau ayant, selon un plan de coupe défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau de turbine, une partie formant base annulaire (312) 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 une première (314) et une seconde (316) pattes d'accrochage, la structure de support d'anneau comportant une première et une seconde pattes radiales entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau, ainsi qu'une pluralité d'orifices d'alimentation en air de refroidissement (FR), l'ensemble d'anneau de turbine comprenant en outre, pour chaque secteur d'anneau, un élément de répartition (60) de l'air de refroidissement fixé à la structure de support d'anneau et positionné dans une première cavité délimitée entre l'anneau de turbine et la structure de support d'anneau, ledit élément de répartition comprenant un corps (61) définissant un volume interne (V) de répartition de l'air de refroidissement et comprenant une plaque multi-perforée (64) communiquant avec le volume interne et débouchant dans une deuxième cavité délimitée entre l'anneau de turbine et la plaque multi-perforée, l'élément de répartition comprenant en outre au moins une portion de guidage (601) de l'air de refroidissement s'étendant à partir du corps et définissant un canal intérieur en communication avec un des orifices d'alimentation en air de refroidissement et débouchant dans le volume interne de répartition de l'air de refroidissement, chaque secteur d'anneau (310) présentant en coupe selon le plan défini par les directions axiale et radiale une forme en K, les première et seconde pattes d'accrochage (314 ; 316) ayant chacune une forme de S, la première patte radiale comprenant un premier et un deuxième éléments de maintien (330' ; 3319 sur lesquelles repose la face interne (314b) dans la direction radiale de la première patte d'accrochage (314) de chaque secteur d'anneau, la face externe (314a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau étant en contact avec un premier (40') et un deuxième (41') éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau, les premier et deuxième éléments de serrage étant respectivement en visà-vis des premier et deuxième éléments de maintien suivant la direction radiale, la seconde patte radiale comprenant un troisième élément de maintien (360') sur lequel repose la face interne (316b) dans la direction radiale de la deuxième patte d'accrochage (316) de chaque secteur d'anneau, la face externe (316a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte d'accrochage de chaque secteur d'anneau étant en contact avec un troisième élément de serrage (500 solidaire de la structure de support d'anneau, le troisième élément de serrage étant en vis-à-vis du troisième élément de maintien suivant la direction radiale.
  2. 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le corps (61) de l'élément de répartition s'étend le long d'une direction circonférentielle (Dc) de l'anneau de turbine et la plaque multi-perforée (64) débouche entre les première (314) et seconde (316) pattes d'accrochage du secteur d'anneau.
  3. 3. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, dans lequel l'élément de répartition (60) comporte au moins un élément de maintien (65a) s'étendant le long de la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine et venant en appui contre le secteur d'anneau (310) de sorte à maintenir ce dernier en position dans la direction radiale.
  4. 4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l'élément de répartition est fixé à la structure de support d'anneau par au moins un élément rapporté coopérant avec un orifice défini par la portion de guidage de l'air de refroidissement et s'étendant le long de la direction axiale (DA) et/ou par au moins un élément rapporté coopérant avec un logement défini par le corps de l'élément de répartition et s'étendant le long de la direction radiale (DR).
  5. 5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les premier et deuxième éléments de maintien (330' ; 3319 de la première patte radiale sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles (310a ; 310b) de chaque secteur d'anneau tandis que le
    5 troisième élément de maintien (3609 de la seconde patte radiale est présent au voisinage de la partie médiane de chaque secteur d'anneau.
  6. 6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les première et deuxième pattes d'accrochage (314 ; 316) de
    10 chaque secteur d'anneau s'étendent suivant une direction rectiligne tandis que la base annulaire (312) de chaque secteur d'anneau s'étend suivant la direction circonférentielle de l'anneau.
  7. 7. Ensemble selon la revendication 6, dans lequel les zones de
    15 contact entre les éléments de maintien (330' ; 331' ; 360') et les pattes d'accrochage (314 ; 316) sont comprises dans un même plan rectiligne et dans lequel les zones de contact entre les pattes d'accrochage (314 ; 316) et les éléments de serrage (40' ; 41' ; 50') sont comprises dans un même plan rectiligne.
  8. 8. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
    1/8 3°SS634
    2/8
    4/8
FR1758748A 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement Active FR3056634B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1758748A FR3056634B1 (fr) 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1601411A FR3056632B1 (fr) 2016-09-27 2016-09-27 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR1601411 2016-09-27
FR1758748A FR3056634B1 (fr) 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3056634A1 true FR3056634A1 (fr) 2018-03-30
FR3056634B1 FR3056634B1 (fr) 2021-04-23

Family

ID=58162644

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1601411A Active FR3056632B1 (fr) 2016-09-27 2016-09-27 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR1758747A Active FR3056633B1 (fr) 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR1758748A Active FR3056634B1 (fr) 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement

Family Applications Before (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1601411A Active FR3056632B1 (fr) 2016-09-27 2016-09-27 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR1758747A Active FR3056633B1 (fr) 2016-09-27 2017-09-21 Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement

Country Status (3)

Country Link
US (3) US10428688B2 (fr)
FR (3) FR3056632B1 (fr)
GB (3) GB2556193B (fr)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3033825B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-07 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
FR3055146B1 (fr) * 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3055147B1 (fr) * 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3055148B1 (fr) * 2016-08-19 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3056637B1 (fr) * 2016-09-27 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid
US10577976B2 (en) * 2017-10-30 2020-03-03 United Technologies Corporation Mounting assembly with rotatable and/or translatable retainer pins
US10704408B2 (en) * 2018-05-03 2020-07-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Dual response blade track system
FR3081927B1 (fr) * 2018-05-30 2020-11-20 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
US10858949B2 (en) 2018-09-12 2020-12-08 Rolls-Royce Corporation Multi-piece carrier assembly for mounting ceramic matrix composite seal segments
FR3086327B1 (fr) 2018-09-25 2020-12-04 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbine de turbomachine
FR3090732B1 (fr) * 2018-12-19 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés.
CN109751088A (zh) * 2019-03-25 2019-05-14 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种用于船用燃气轮机的分块式涡轮外环连接结构
FR3095668B1 (fr) * 2019-05-03 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise
FR3108367B1 (fr) 2020-03-20 2023-07-21 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine et turbomachine munie d’un tel ensemble
FR3108672B1 (fr) * 2020-03-24 2023-06-02 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
US11208911B2 (en) 2020-04-23 2021-12-28 Rolls-Royce Plc Turbine shroud ring segments with ceramic matrix composite components
US11220928B1 (en) 2020-08-24 2022-01-11 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite components and cooling features
US11208896B1 (en) 2020-10-20 2021-12-28 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud having ceramic matrix composite component mounted with cooled pin
FR3121469B1 (fr) 2021-03-30 2023-06-23 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine
US11761351B2 (en) * 2021-05-25 2023-09-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments
JP2024010701A (ja) * 2022-07-13 2024-01-25 本田技研工業株式会社 ラジアルタービンノズル及びその組立方法
FR3139292B1 (fr) * 2022-09-01 2024-08-30 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US12031443B2 (en) 2022-11-29 2024-07-09 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with attachment flange cooling chambers
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
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 (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
WO2015191169A1 (fr) * 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Company Ensemble de suspension de carénage

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4303371A (en) 1978-06-05 1981-12-01 General Electric Company Shroud support with impingement baffle
US6702550B2 (en) * 2002-01-16 2004-03-09 General Electric Company Turbine shroud segment and shroud assembly
US6877952B2 (en) * 2002-09-09 2005-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc Passive clearance control
US7494317B2 (en) * 2005-06-23 2009-02-24 Siemens Energy, Inc. Ring seal attachment system
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7278820B2 (en) * 2005-10-04 2007-10-09 Siemens Power Generation, Inc. Ring seal system with reduced cooling requirements
US20070107216A1 (en) * 2005-10-31 2007-05-17 General Electric Company Mim method for coating turbine shroud
US7726936B2 (en) * 2006-07-25 2010-06-01 Siemens Energy, Inc. Turbine engine ring seal
US7722317B2 (en) * 2007-01-25 2010-05-25 Siemens Energy, Inc. CMC to metal attachment mechanism
GB0703827D0 (en) * 2007-02-28 2007-04-11 Rolls Royce Plc Rotor seal segment
RU2522264C2 (ru) 2009-03-09 2014-07-10 Снекма Сборка обоймы турбины
US9175579B2 (en) * 2011-12-15 2015-11-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud
US9726043B2 (en) * 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
CA2806401A1 (fr) * 2012-02-22 2013-08-22 General Electric Company Enveloppe de turbine a faible ductilite
EP2728255A1 (fr) * 2012-10-31 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Agencement de segment de gaz chaud
WO2015023576A1 (fr) * 2013-08-15 2015-02-19 United Technologies Corporation Panneau de protection et cadre à cet effet
BR112016028858A2 (pt) * 2014-06-12 2017-08-22 Gen Electric ?conjuntos de suspensor e tubo base?
EP3155230B1 (fr) * 2014-06-12 2022-06-01 General Electric Company Ensemble de suspension de carénage à multiples pièces
US9587517B2 (en) * 2014-12-29 2017-03-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade track assembly with turbine tip clearance control
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
FR3033825B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-07 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
FR3034132B1 (fr) * 2015-03-23 2018-06-15 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
FR3036432B1 (fr) * 2015-05-22 2019-04-19 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR3036435B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine
US10385718B2 (en) * 2015-06-29 2019-08-20 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine shroud segment with side perimeter seal
US10641120B2 (en) * 2015-07-24 2020-05-05 Rolls-Royce Corporation Seal segment for a gas turbine engine
US9926799B2 (en) * 2015-10-12 2018-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine components, blade outer air seal assemblies, and blade outer air seal segments thereof
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3048016B1 (fr) * 2016-02-18 2018-03-16 Safran Ceramics Secteur d'anneau de turbine avec barriere environnementale dopee par un element electriquement conducteur
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

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
WO2015191169A1 (fr) * 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Company Ensemble de suspension de carénage

Also Published As

Publication number Publication date
US20180087400A1 (en) 2018-03-29
FR3056634B1 (fr) 2021-04-23
US10428688B2 (en) 2019-10-01
FR3056632B1 (fr) 2020-06-05
GB2556217B (en) 2021-09-15
FR3056633A1 (fr) 2018-03-30
GB2556193B (en) 2021-03-17
GB2556216A (en) 2018-05-23
GB2556193A (en) 2018-05-23
US20180087401A1 (en) 2018-03-29
GB2556216B (en) 2021-08-11
GB201719103D0 (en) 2018-01-03
FR3056632A1 (fr) 2018-03-30
US10415426B2 (en) 2019-09-17
FR3056633B1 (fr) 2021-04-23
GB2556217A (en) 2018-05-23
GB201719002D0 (en) 2018-01-03
US10415427B2 (en) 2019-09-17
GB201715651D0 (en) 2017-11-08
US20180087399A1 (en) 2018-03-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3056634A1 (fr) Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
EP3737837B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3596313B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3433471B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien spécifique à froid
EP3390782B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid.
EP3596315B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3596314B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3055147A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3870807B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés
FR3055146A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3056637A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid
FR3055148A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3390783A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
EP3899208B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
WO2016146932A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
EP3857030A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine et turbomachine associée
CA3084342A1 (fr) Element de repartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associe
FR3106152A1 (fr) Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés
EP3568574B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3115819A1 (fr) Ensemble de stator de turbomachine d’aéronef, comprenant une structure externe formée de deux tronçons annulaires entourant une couronne aubagée de stator

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20180518

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

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9