FR3056636A1 - Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid - Google Patents
Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid Download PDFInfo
- Publication number
- FR3056636A1 FR3056636A1 FR1601413A FR1601413A FR3056636A1 FR 3056636 A1 FR3056636 A1 FR 3056636A1 FR 1601413 A FR1601413 A FR 1601413A FR 1601413 A FR1601413 A FR 1601413A FR 3056636 A1 FR3056636 A1 FR 3056636A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- ring
- sector
- turbine
- legs
- 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
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
- 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
- F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
- F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
- F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/38—Retaining components in desired mutual position by a spring, i.e. spring loaded or biased towards a certain 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
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Un ensemble d'anneau de turbine comprend une pluralité de secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3) comportant deux brides annulaires (32, 36). Chaque secteur d'anneau a une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent des pattes (14, 16). Les pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) sont chacune maintenues en butée contre plusieurs éléments de maintien (19, 20, 21) solidaires de la structure de support d'anneau (3). Les pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) sont en outre reliées à ladite structure de support d'anneau (3) par un système à ressort (40) apte à maintenir les pattes en butée contre les éléments de maintien, chaque système à ressort exerçant sur un secteur d'anneau une force de traction ou de poussée orientée dans une direction radiale (DR) de l'anneau de turbine.
Description
(57) Un ensemble d'anneau de turbine comprend une pluralité de secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1 ) et une structure de support d'anneau (3) comportant deux brides annulaires (32, 36). Chaque secteur d'anneau a une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent des pattes (14, 16). Les pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) sont chacune maintenues en butée contre plusieurs éléments de maintien (19, 20, 21 ) solidaires de la structure de support d'anneau (3). Les pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) sont en outre reliées à ladite structure de support d'anneau (3) par un système à ressort (40) apte à maintenir les pattes en butée contre les éléments de maintien, chaque système à ressort exerçant sur un secteur d'anneau une force de traction ou de poussée orientée dans une direction radiale (DR) de l'anneau de turbine.
Arrière-plan de l'invention
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.
Les matériaux composites à matrice céramique, ou CMC, sont connus pour conserver leurs propriétés mécaniques à des températures élevées, ce qui les rend aptes à constituer des éléments de structure chaude.
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, typiquement supérieurs à la température supportable par le matériau métallique. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Par ailleurs, un ensemble d'anneau de turbine métallique se déforme sous l'effet des flux thermiques, ce qui modifie les jeux au niveau de la veine d'écoulement et, par conséquent, les performances de la turbine.
C'est pourquoi l’utilisation de CMC pour différentes parties chaudes des moteurs a déjà été envisagée, d’autant que les CMC présentent comme avantage complémentaire une masse volumique inférieure à celle de métaux réfractaires traditionnellement utilisés.
Ainsi, la réalisation de secteurs d'anneau de turbine en une seule pièce en CMC est notamment décrite dans le document US 2012/0027572. Les secteurs d'anneau comportent une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes dont les extrémités sont engagées dans des logements d'une structure métallique de support d'anneau.
L'utilisation de secteurs d'anneau en CMC permet de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l'anneau de turbine. Toutefois, le CMC et le métal ont des coefficients de dilatation très différents, ce qui engendre des dilatations différentielles importantes entre les secteurs d'anneau en CMC et la structure de support de ces secteurs en matériau métallique. Par ailleurs, le CMC est très raide et présente une relative fragilité mécanique à l'effort en comparaison des alliages métalliques utilisés habituellement. Par conséquent, intégrer des secteurs d'anneau en CMC dans une structure métallique est délicate car il faut que la structure métallique de support d'anneau n'impose pas ses déplacements aux secteurs d'anneau. Il existe donc un besoin pour maintenir des secteurs d'anneau en CMC dans une structure de support métallique de façon déterministe, c'est-à-dire maintenir les secteurs d'anneau dans une position déterminée sans que ceux-ci vibrent ou bagotent, tout en permettant à l'anneau de se déformer indépendamment des pièces métalliques auxquelles il est relié.
Objet et résumé de l'invention
A cet effet, l'invention propose un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau comportant une première et une deuxième brides annulaires, chaque secteur d'anneau ayant une partie formant base annulaire avec, dans une 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 deuxième pattes, les pattes de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau, caractérisé en ce que les première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau sont chacune maintenues en butée contre un ou plusieurs éléments de maintien solidaires de la structure de support d'anneau et en ce que les première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau sont en outre reliées à ladite structure de support d'anneau par au moins un système à ressort apte à maintenir les première et deuxième pattes en butée contre le ou les éléments de maintien, chaque système à ressort exerçant sur un secteur d'anneau une force de traction ou de poussée orientée dans une direction radiale de l'anneau de turbine.
Grâce à la mise en butée par un système à ressort des secteurs d'anneau sur des éléments de maintien solidaires de la structure de support d'anneau, l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention réalise une butée franche dans la direction radiale de l'anneau de turbine et assure, par conséquent, un maintien des secteurs d'anneau à la fois déterministe (pas de vibrations, pas de bagotage) et apte à se déformer grâce à l'élasticité de la liaison entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau. Grâce à cette mise en butée, il est également possible de ménager des jeux à froid entre des éléments de maintien en matériau métallique et les secteurs d'anneau en CMC tout en assurant un maintien en position à froid des secteurs d'anneau, les jeux étant au moins partiellement comblés à chaud sans exercer de contraintes sur le CMC des secteurs d'anneau.
Selon un mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine une forme de Pi (π) inversé, les première et deuxième pattes s'étendant depuis la face externe de la base annulaire de chaque secteur d'anneau dans la direction radiale de l'anneau de turbine, la première patte de chaque secteur d'anneau comportant une première ouverture dans laquelle est logée une partie d'un premier élément de maintien solidaire de la première bride annulaire et une deuxième ouverture dans laquelle est logée une partie d'un deuxième élément de maintien solidaire de la première bride annulaire, et dans lequel la deuxième patte de chaque secteur d'anneau comporte une première ouverture dans laquelle est logée une partie d'un troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire et une deuxième ouverture dans laquelle est logée une partie d'un quatrième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire.
Selon une caractéristique de ce mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, un jeu radial est présent à froid entre les première et deuxième ouvertures de la première patte et la partie des premier et deuxième éléments de maintien présente dans lesdites première et deuxième ouvertures, un jeu radial étant présent à froid entre les première et deuxième ouvertures de la deuxième patte et la partie des troisième et quatrième éléments de maintien présente dans lesdites première et deuxième ouvertures, lesdits éléments de maintien étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau. Les éléments de mainten peuvent être également réalisés en CMC ou en céramique.
Selon une autre caractéristique de ce mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque système à ressort comprend une tige et un ressort, la tige comportant à une première extrémité une tête et étant reliée à une deuxième extrémité aux première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau, le ressort étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige et un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau.
Selon un autre mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine une forme de K, les première et deuxième pattes s'étendant depuis la face externe de la base annulaire de chaque secteur d'anneau suivant une forme de S, dans lequel chaque système à ressort exerce sur un secteur d'anneau une force de poussée dirigée vers l'intérieur de l'anneau suivant la direction radiale, la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau étant plaquée contre un premier et un deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire tandis que la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau est plaquée contre au moins un troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire.
Selon un autre mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine une forme de K, les première et deuxième pattes s'étendant depuis la face externe de la base annulaire de chaque secteur d'anneau suivant une forme de S, dans lequel chaque système à ressort exerce sur un secteur d'anneau une force de traction dirigée vers l'extérieur de l'anneau dans la direction radiale, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte de chaque secteur d'anneau étant en plaquée contre un quatrième et un cinquième éléments de maintien solidaires de la structure de support d'anneau tandis que la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte de chaque secteur d'anneau plaquée contre au moins un sixième élément de maintien solidaire de la structure de support d'anneau.
Selon une autre caractéristique de ce mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque système à ressort comprend une tige et un ressort, la tige comportant à une première extrémité une tête et étant reliée à une deuxième extrémité aux première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau, le ressort étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige et un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau.
Selon encore un autre mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, les première et deuxième pattes s'étendant depuis la face externe de la base annulaire de chaque secteur d'anneau dans la direction radiale de l'anneau de turbine, les première et deuxième pattes comportant en outre chacune des portions distales rabattues dans l'espace présent entre les première et deuxième pattes suivant une direction parallèle à face externe de la base annulaire, les extrémités libres des portions distales de la première patte étant en vis-à-vis avec les extrémités libres des portions distales de la deuxième patte, ledit ensemble comprenant en outre un premier élément de maintien comprenant une plaque de maintien s'étendant partiellement sous la face inférieure des portions distales des première et deuxième pattes dans la direction radiale et 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 la plaque de fixation et des deuxième, troisième, quatrième et cinquième éléments de maintien présent en vis-à-vis de la face supérieure des portions distales des première et deuxième pattes.
Selon une caractéristique de ce mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque système à ressort exerce sur un secteur d'anneau une force de traction dirigée vers l'extérieur de l'anneau dans la direction radiale, les portions distales des première et deuxième pattes étant maintenues contre les deuxième, troisième, quatrième et cinquième éléments de maintien.
Selon une autre caractéristique de ce mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de l'invention, chaque système à ressort comprend une tige et un ressort, la tige comportant à une première extrémité une tête et étant reliée à une deuxième extrémité aux première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau, le ressort étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige et un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau.
Brève description des dessins.
L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- 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 de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 1 selon le plan de coupe III indiqué sur la figure 1 ;
- la figure 4 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 1 selon le plan de coupe IV indiqué sur la figure 1 ;
- la figure 5 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 1 selon le plan de coupe V indiqué sur la figure 1 ;
- la figure 6 est une vue schématique en perspective d'un autre mode de réalisation d’un ensemble d’anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 7 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 6 ;
- la figure 8 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 6 selon le plan de coupe VIII indiqué sur la figure 6;
- le figure 9 est une vue schématique en perspective montrant le flasque amont de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 6 ;
- la figure 10 est une vue schématique en perspective d'un autre mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 11 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 10 ;
- la figure 12 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 10 selon le plan de coupe XII indiqué sur la figure 10;
- la figure 13 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 10 selon le plan de coupe XIII indiqué sur la figure 10;
- la figure 14 est une vue partielle en perspective de l'anneau de turbine de la figure 10 ;
- la figure 15 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 10 selon le plan de coupe XV indiqué sur la figure 10.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3 conformément à un mode de réalisation de l'invention. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche Da indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1.
Chaque secteur d’anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale Da radiale Dr une section sensiblement en forme de Pi ou π inversé. Chaque secteur d'anneau 10 comprend une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale Dr de l'anneau, une face interne 12a revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définissant la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 14, 16 s'étendent à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 dans la direction radiale Dr. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine (flèche F).
Les pattes amont et aval 14 et 16 s'étendent en saillie, suivant la direction radiale Dr, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12. Les pattes amont et aval 14 et 16 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 10.
Comme illustrée sur les figures 1 et 2, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine 30 comprend une couronne centrale 31, s'étendant dans la direction axiale Da, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 3 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 32 et une bride radiale annulaire aval 36 qui s'étendent, suivant la direction radiale Dr, depuis la couronne centrale 31 vers le centre de l'anneau 1 et dans la direction circonférentielle de l'anneau 1. Dans l'exemple décrit ici, la structure de support d'anneau 3 comprend en outre un flasque amont 33 présentant une forme d'anneau, le flasque amont 33 étant fixé sur la bride radiale amont annulaire 32. Par souci de clarté, les figures 1 et 2 ne montrent qu'une partie de l'anneau de turbine 1, de la structure de support d'anneau 3 et du flasque amont 33, ces éléments s'étendant en réalité suivant une forme annulaire complète, une pluralité de secteurs d'anneau 10 adjacents étant disposés entre les brides 32 et 36 de la structure de support d'anneau. Dans une variante de réalisation, le flasque amont 33 est segmenté en une pluralité de segments d'anneau.
Dans la direction axiale Da, la bride radiale annulaire aval 36 de la structure de support d'anneau 3 est séparée du flasque amont 33 d'une distance inférieure à l'écartement entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de manière à ce que la bride radiale annulaire aval 36 et le flasque 33 exercent à froid une légère pré-contrainte sur les pattes amont et aval 14 et 16 permettant ainsi de pas perdre à chaud le contact entre la bride 36 et le flaque 33, d'une part, et les pattes 14 et 16, d'autre part, et d'éviter ainsi des sources de fuites (figure 3).
Pour maintenir en position les secteurs d'anneau 10, et donc l'anneau de turbine 1, avec la structure de support d'anneau 3, l'ensemble d'anneau comprend des premier et deuxième éléments de maintien, à savoir dans l'exemple décrit ici des premier et deuxième pions 19 et 20, solidaires du flasque amont 33 et coopérant avec la patte amont 14, et des troisième et quatrième éléments de maintien, à savoir dans l'exemple décrit ici des troisième et quatrième pions 21 et 22, solidaires de la bride radiale annulaire aval 36 et coopérant avec la patte aval 16 (figure 2). Le flasque amont 33 est fixé de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 32 à l'aide de vis 60 et d'écrous 61 de fixation, les vis 60 traversant des lumières 332 et 320 respectivement présentes sur le flasque 33 et la bride 32. Le flasque amont 33 étant fixé sur la bride radiale amont annulaire 32, les premier et deuxième pions 19 et 20 sont solidaires de la bride radiale amont annulaire 32.
Pour chaque secteur d'anneau 10 correspondant, le flasque amont 33 comprend une pluralité de premier et deuxième orifices 330 et 331 répartis régulièrement sur le flasque 33 dans lesquels les premier et deuxième pions 19 et 20 sont respectivement fixés. De même, la bride radiale annulaire aval 36 comprend une pluralité de premier et deuxième orifices 360 et 361 répartis régulièrement sur la bride 36 dans lesquels les troisième et quatrième pions 21 et 22 sont respectivement fixés. Les pions 19 et 20, respectivement 21 et 22, peuvent être frettés dans les orifices 330 et 331, respectivement 360 et 361, par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force, ou en contractant les pions dans un fluide froid (par exemple de l'azote) avant montage, ou encore en maintenant les pions dans lesdits orifices par vissage, les pions 19 et 20, respectivement 21 et 22, comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices 330 et 331, respectivement 360 et 361. Les pions peuvent également être monté dans les orifices avec un jeu puis soudés dans les orifices (par TIG, fusion laser, etc.)
Pour chaque secteur d'anneau 10, chacune des pattes amont et aval 14 et 16 comprend une extrémité libre 142, 162. L'extrémité libre 142 de la patte amont 14 comprend des première et deuxième oreilles 143 et 144, la première oreille 143 comportant un orifice 146 configuré pour recevoir le premier pion 19 tandis que la deuxième oreille 144 comporte un orifice 147 configuré pour recevoir le deuxième pion 20 (figure 2). De manière similaire, l'extrémité libre 162 de la patte aval 16 comprend des première et deuxième oreilles 163 et 164, la première oreille 163 comportant un orifice 166 configuré pour recevoir le troisième pion 21 tandis que la deuxième oreille 164 comporte un orifice 167 configuré pour recevoir le quatrième pion 20. Les oreilles 143, 144, 163 et 164 s'étendent en saillie dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 1 respectivement de la seconde extrémité 142 de la patte amont 14 et de la seconde extrémité 162 de la patte aval 16.
Pour chaque secteur d'anneau 10, les oreilles 143 et 144 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1. De même, pour chaque secteur d'anneau 10, les oreilles 163 et 164 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 qui est parallèle à la direction axiale Da de l'anneau de turbine.
Conformément à la présente invention, les pattes amont et aval 14 et 16 de chaque secteur d'anneau 10 sont chacune maintenues en butée respectivement contre les pions 19 et 20, d'une part, et les pions 21 et 22. A cet effet, les pattes amont et aval 14 et 16 de chaque secteur d'anneau 10 sont en outre reliées à la structure de support d'anneau 3 par au moins un système à ressort apte à maintenir lesdites pattes en butée contre les pions. Plus précisément, dans l'exemple décrit ici, un système à ressort 40 est associé à chaque secteur d'anneau 10. Chaque système à ressort 40 comprend une tige 41, un ressort 42, un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau 3, ici un boîtier de fixation 43, et une goupille 44 (figure 2). La tige 41 comporte à une première extrémité 41a une tête 410 et à une deuxième extrémité 41b une lumière 411 destinée à recevoir la goupille 44. La goupille 44 est en outre destinée à être placée dans un orifice 1450 réalisé dans une troisième oreille 145 présente sur l'extrémité libre 142 de la patte amont 14 et dans un orifice 1650 réalisé dans une troisième oreille 165 présente sur l'extrémité libre 162 de la patte aval 16. La troisième oreille 145 est présente dans une partie médiane de la patte amont 14 suivant la direction circonférentielle de l'anneau de turbine. De même, la troisième oreille 165 est présente dans une partie médiane de la patte aval 16 suivant la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.
Le ressort 42 est monté en état de précontrainte entre la tête 410 de la tige et le fond 430 du boîtier 43. Le fond 430 comporte une lumière 431 ayant un diamètre à la fois supérieur à celui de la tige 41 pour permettre son passage et inférieure au diamètre du ressort 42 pour permettre la mise en butée du ressort sur le fond 430 du boîtier 43 (figure 3). Dans l'exemple décrit ici, le boîtier de fixation 43 comporte une paroi supérieure 432 comportant une lumière 433 ayant un diamètre supérieur à celui de la tête 410 de la tige 41 pour permettre son passage. La paroi supérieure 432 du boîtier 43 est fixée, par exemple par brasage ou soudage, sur la structure de support d'anneau au niveau d'une ouverture 35 présente sur la couronne 31 de la structure de support d'anneau.
Dans cette configuration, la tige 41 exerce via la goupille 44 une force de traction Ft sur le secteur d'anneau 10 orientée vers l'extérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine (figures 3, 4 et 5). Selon une variante, le système à ressort peut exercer sur chaque secteur d'anneau une force de poussée orientée vers l'intérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale de l'anneau de turbine. A cet effet, on peut par exemple prévoir de disposer un ressort entre la tête de la tige et la paroi supérieure du boîtier qui ne comporte pas dans ce cas de lumière afin de former une butée pour le ressort.
Les éléments de maintien, ici les pions 19 à 22, sont de préférence en un matériau, par exemple un matériau métallique, ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau. Dans ce cas, un jeu radial J1 est présent à froid entre les orifices 146 et 147 respectivement des première et deuxième oreilles 143 et 144 présentes à l'extrémité libre 142 de la patte amont 14 et les pions 19 et 20, le jeu J1 étant présent dans la partie inférieure des orifices 146 et 147 suivant la direction radiale Dr (figure 4). Sous l'effet de la force de traction Fr exercée sur le secteur d'anneau 10 par le système à ressort 40, les pions 19 et 20 sont en butée contre la partie supérieure respectivement des orifices 146 et 147 suivant la direction radiale Dr, c'est-à-dire dans une zone radialement opposée à celle où le jeu J1 est présent. De même, un jeu radial J2 est présent à froid entre les orifices 166 et 167 respectivement des première et deuxième oreilles 163 et 164 présentes à l'extrémité libre 162 de la patte aval 16 et les pions 21 et 22, le jeu J2 étant présent dans la partie inférieure des orifices 166 et 167 suivant la direction radiale Dr (figure 5). Sous l'effet de la force de traction Fr exercée sur le secteur d'anneau 10 par le système à ressort 40, les pions 21 et 22 sont en butée contre la partie supérieure respectivement des orifices 166 et 167 suivant la direction radiale Dr, c'est-à-dire dans une zone radialement opposée à celle où le jeu J2 est présent.
Il est ainsi possible de maintenir les secteurs d'anneau sans jeu au niveau de leur montage à froid sur la structure de support d'anneau par mise en butée des pattes de chaque secteur d'anneau contre les éléments de maintien tout en ménageant un jeu statique à froid entre les éléments de maintien solidaires des brides annulaires de la structure de support d'anneau et les ouvertures présentes dans les pattes des secteurs d'anneau, et ce au niveau de la partie des éléments de maintien opposée à celle en contact avec les ouvertures de manière à accommoder à chaud les dilatations différentielles des éléments de maintien par rapport aux secteurs d'anneau. Les jeux J1 et J2 peuvent être comblés en partie ou totalement à chaud. 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 être comprises entre 600°C et 1500°C. Les pions 19 à 22 peuvent également être réalisés en CMC ou en céramique.
La figure 6 montre un autre mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine 100 qui diffère de celui décrit en relation avec les figures 1 à 5 en ce qu'il comprend des secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique (CMC) en forme de K. Plus précisément, chaque secteur d'anneau 110 présente, comme illustré sur les figures 6 et 7 et selon un plan défini par les directions axiale Da et radiale Dr une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 120 avec, suivant la direction radiale Dr de l'anneau, une face interne 120a revêtue d'une couche 123 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et qui définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 140, 160 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction Dr, à partir de la face externe 120b de la base annulaire 120 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus des portions d'extrémité circonférentielles amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 120. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine (flèche F sur la figure 6).
Comme illustrée sur les figures 6 et 7, la structure de support d'anneau 103 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 100 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 103 comprend également une bride radiale amont annulaire 132 et une bride radiale aval annulaire 136 qui s'étendent suivant la direction radiale Dr vers le centre de l'anneau 100 et dans la direction circonférentielle De de l'anneau de turbine. Dans l'exemple décrit ici, la structure de support d'anneau 103 comprend en outre un flasque amont 133 présentant une forme d'anneau, le flasque amont 133 étant fixé sur la bride radiale amont annulaire 132 par des vis 160 traversant des orifices 1332 et 1333 présents sur le flaque 133, les vis étant serrées dans des portions taraudées ménagées dans la bride radiale amont annulaire 132 (non représentées sur les figures 6 à 9). Par souci de clarté, les figures 6 et 7 ne montrent qu'une partie de l'anneau de turbine 100, de la structure de support d'anneau 103 et du flasque 133, ces éléments s'étendant en réalité suivant une forme annulaire complète, une pluralité de secteurs d'anneau 110 adjacents étant disposés entre les brides 132 et 136 de la structure de support d'anneau. Dans une variante de réalisation, le flasque amont 133 est segmenté en une pluralité de segments d'anneau.
Dans la direction axiale Da, la bride radiale annulaire aval 136 de la structure de support d'anneau 103 est séparée du flasque amont 133 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes amont et aval 140 et 160 de manière à maintenir ces dernières entre la bride radiale annulaire aval 136 et le flasque amont 133 (figure 8). Les pattes amont et aval 140, 160 de chaque secteur d'anneau 110 s'étendent suivant une direction rectiligne tandis que la base annulaire 120 de chaque secteur s'étend suivant la direction circonférentielle De de l'anneau de turbine 100.
Dans l'exemple décrit ici, la face interne 140a dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine de la première patte 140 de chaque secteur d'anneau 110 est en regard d'un premier et d'un deuxième éléments de maintien solidaires de la bride radiale amont annulaire 132, correspondant ici à un premier et un deuxième ergots 1330 et 1331 faisant saillie depuis la face 133a du flasque amont 133 (figure 9) en regard de la patte amont 140 des secteurs d'anneau 100. Les premier et deuxième ergots 1330 et 1331 sont répartis régulièrement sur le flasque 133 à des positions déterminées de manière à être présents au voisinage des portions d'extrémité circonférentielles amont et aval 121 et 122 de chaque secteur d'anneau 110. Le flasque amont 133 étant fixé sur la bride radiale amont annulaire 132, les ergots 1330 et 1331 sont solidaires de la bride radiale amont annulaire 132.
En outre, la face externe 140b dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 100 de la patte amont 140 de chaque secteur d'anneau 110 est en regard de troisième, quatrième et cinquième éléments de maintien solidaires de la structure de support d'anneau 103, ici des premier, deuxième et troisième pions 70, 71 et 72. Les premier et troisième pions 70 et 72 sont alignés respectivement avec les premier et deuxième ergots 1330 et 1331 suivant la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 1. Les pions 70, 71 et 72 sont maintenus respectivement dans des orifices 1324, 1325 et 1326 ménagés dans la bride radiale amont annulaire 132. Les pions 70, 71 et 72 peuvent être frettés dans les orifices 1324, 1325 et 1326 par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force ou en contractant les pions dans un fluide froid (par exemple de l'azote) avant montage ou maintenus dans lesdits orifices par vissage, les pions 70, 71 et 72 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices 1324, 1325 et 1326. Les pions peuvent également être monté dans les orifices avec un jeu puis soudés dans les orifices (par TIG, fusion laser, etc.).
La face interne 160a dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine de la deuxième patte 160 de chaque secteur d'anneau 110 est en regard d'un sixième élément de maintien solidaire de la bride radiale annulaire 136, correspondant ici à un troisième ergot 1360 (figures 6 et 7) faisant saillie depuis la face 136a de la bride 136 en regard de la patte amont 140 des secteurs d'anneau 110. Les troisièmes ergots 1360 sont répartis uniformément sur la face 136a de la bride radiale annulaire 136 à une position déterminée de manière à être présent au voisinage de la partie médiane de chaque secteur d'anneau 110.
En outre, la face externe 160b dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 101 de la patte aval 160 de chaque secteur d'anneau 110 est en regard d'un septième élément de maintien solidaire de la structure de support d'anneau 103, ici un quatrième pion 80. Le quatrième pion 80 est aligné avec le troisième ergot 1360 suivant la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 100. Le pion 80 est maintenu dans un orifice 1365 ménagé dans une saillie 1364 présente sur la face 136a de la bride radiale aval annulaire 136 en regard des pattes 160 des secteurs d'anneau 110, une lumière 1366 étant présente sur la virole 131 pour permettre le passage du pion 80. Le pion 80 peut être fretté dans l'orifice 1365 par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force qui permettent la tenue de ces éléments à froid ou maintenu dans ledit orifice par vissage, le pion 80 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans l'orifice 1362. Le pion peut également être monté dans l'orifice avec un jeu puis soudé dans l'orifice (par TIG, fusion laser, etc.).
Conformément à la présente invention et dans l'exemple décrit ici, les pattes amont et aval 140 et 160 de chaque secteur d'anneau 110 sont chacune maintenues en butée respectivement contre les pions 70 et 72, d'une part, et le pion 80, d'autre part. A cet effet, chaque secteur d'anneau 110 est relié à la structure de support d'anneau 103 par au moins un système à ressort apte à maintenir lesdites pattes en butée contreles pions. Plus précisément, dans l'exemple décrit ici, un système à ressort 140 est associé à chaque secteur d'anneau 110. Chaque système à ressort 140 comprend une tige 141, un ressort 142, un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau 103, ici un boîtier de fixation 143, et une goupille 144 (figure 7). La tige 141 comporte à une première extrémité 141a une tête 1410 et à une deuxième extrémité 141b une lumière 1411 destinée à recevoir la goupille 144. La goupille 144 est en outre destinée à être placée dans des orifices 171 et 172 présents respectivement aux extrémités 170a et 170b d'une portion d'accrochage 170 en forme de U fixée sur la surface externe 120b de la base annulaire 120 de chaque secteur d'anneau 110. Le pion 71 n'est pas forcément en contact avec une patte du secteur d'anneau. Le pion 71 est destiné à empêcher la rotation tangentielle du secteur d'anneau et à définir son indexation.
Le ressort 142 est monté en état de précontrainte entre la tête 1410 de la tige et le fond 1430 du boîtier 143. Le fond 1430 comporte une lumière 1431 ayant un diamètre à la fois supérieur à celui de la tige 141 pour permettre son passage et inférieure au diamètre du ressort 142 pour permettre la mise en butée du ressort sur le fond 1430 du boîtier 143 (figure 8). Dans l'exemple décrit ici, le boîtier de fixation 143 comporte une paroi supérieure 1432 comportant une lumière 1433 ayant un diamètre supérieur à celui de la tête 1410 de la tige 141 pour permettre son passage. La paroi supérieure 1432 du boîtier 143 est fixée, par exemple par brasage ou soudage, sur la structure de support d'anneau au niveau d'une ouverture 135 présente sur la couronne 131 de la structure de support d'anneau.
Dans cette configuration, la tige 141 exerce via la goupille 144 une force de traction Ft sur le secteur d'anneau 110 orientée vers l'extérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine (figure 8). Dans ce cas, les ergots 1330, 1331 et 1360 ne sont pas nécessaires. Selon une variante, le système à ressort peut exercer sur chaque secteur d'anneau une force de poussée orientée vers l'intérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale de l'anneau de turbine. A cet effet, on peut par exemple prévoir de disposer un ressort entre la tête de la tige et la paroi supérieure du boîtier qui ne comporte pas dans ce cas de lumière afin de former une butée pour le ressort. Dans ce cas, les pattes des secteurs d'anneau sont maintenues en butée contre les ergots 1330, 1331 et 1360. Les pions 70, 72 et 80 ne sont alors plus nécessaires, seul le pion 71 étant conservé comme élément d'anti-rotation tangentielle et d'indexation du secteurd d'anneau.
Les éléments de maintien, ici les ergots 1330, 1331 et 1360 et les pions 70, 71, 72 et 80 peuvent être en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau. Ils sont par exemple réalisés en matériau métallique. Toutefois, les pions 70, 71, 72 et 80 peuvent être également réalisés en CMC ou en céramique.
Grâce aux systèmes à ressort 140, il est ainsi possible de maintenir les secteurs d'anneau sans jeu au niveau de leur montage à froid sur la structure de support d'anneau par mise en butée des pattes de chaque secteur d'anneau sur les éléments de maintien, ici les pions ou les ergots, tout en accommodant à chaud les éventuelles dilatations différentielles des éléments de maintien par rapport aux secteurs d'anneau.
Dans l'exemple qui vient d'être décrit, deux ergots et deux pions sont présents du côté de la bride radiale amont annulaire tandis qu'un ergot et un pion 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 ergots et deux pions sont présents du côté de la bride radiale aval annulaire tandis qu'un ergot et un pion sont présents du côté de la bride radiale amont annulaire. L'invention s'applique encore à un ensemble d'anneau de turbine dans lequel une pluralité d'ergots et de pions sont présents à la fois du côté de la bride radiale aval annulaire et du côté de la bride radiale amont annulaire.
La figure 10 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 200 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 203 conformément à un autre mode de réalisation de l'invention. L'anneau de turbine 200 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 200 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 210, la figure 10 étant une vue en section radiale. La flèche Da indique la direction axiale de l'anneau de turbine 200 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 200. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 10 est une vue partielle de l'anneau de turbine 200 qui est en réalité un anneau complet.
Comme illustré sur la figure 11, chaque secteur d’anneau 210 présente, selon un plan défini par les directions axiale Da et radiale DR, une section sensiblement en forme de Pi ou π inversé. La section comprend en effet une base annulaire 212 et des pattes amont et aval 214 et 216. Les termes amont et aval sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine représenté par la flèche F sur la figure 10.
La base annulaire 212 comporte, suivant la direction radiale Dr de l'anneau 1, une face interne 212a et une face externe 212b opposées l'une à l'autre. La face interne 212a de la base annulaire 212 est revêtue d'une couche 213 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine.
Les pattes amont et aval 214 et 216 s'étendent en saillie, suivant la direction Dr, à partir de la face externe 212b de la base annulaire 212 et sur toute la largeur du secteur d'anneau 210, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 210, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 210.
Comme illustrée sur les figures 10 et 11, la structure de support d'anneau 203 qui est solidaire d'un carter de turbine 230 comprend une couronne centrale 231, s'étendant dans la direction axiale Da, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 200 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 203 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 232 et une bride radiale annulaire aval 236 qui s'étendent, suivant la direction radiale Dr, depuis la couronne centrale 231 vers le centre de l'anneau 200 et dans la direction circonférentielle de l'anneau 200. Dans l'exemple décrit ici, la structure de support d'anneau 203 comprend en outre un flasque amont 233 présentant une forme d'anneau, le flasque amont 233 étant fixé sur la bride radiale amont annulaire 232. Par souci de clarté, les figures 10 et 11 ne montrent qu'une partie de l'anneau de turbine 200, de la structure de support d'anneau 203 et du flasque 233, ces éléments s'étendant en réalité suivant une forme annulaire complète, une pluralité de secteurs d'anneau 210 adjacents étant disposés entre les brides 232 et 236 de la structure de support d'anneau. Dans une variante de réalisation, le flasque amont 233 est segmenté en une pluralité de segments d'anneau.
Dans la direction axiale Da, la bride radiale annulaire aval 236 de la structure de support d'anneau 203 est séparée du flasque amont 233 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes amont et aval 214 et 216 de manière à maintenir ces dernières entre la bride radiale annulaire aval 236 et le flasque amont 233 (figure 12). Le flasque amont 233 est fixé de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 232 à l'aide de vis 260 et d'écrous 261 de fixation, les vis 260 traversant des lumières 2330 et 2320 respectivement présentes sur le flasque 233 et la bride 232.
Comme illustrées sur la figure 11 ainsi que sur la figure 14 qui présente une troisième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine 200 de la figure 10 sans la structure de support d'anneau 203, la patte amont 214 du secteur d'anneau 210 comporte deux portions distales 2141 et 2142 rabattues dans l'espace présent entre les pattes amont et aval 214 et 216 suivant une direction parallèle à la face externe 212b de la base annulaire 212. Les portions distales 2141 et 2142 s'étendent depuis l'extrémité 2140 de la patte amont 214. De même, la patte aval 216 du secteur d'anneau 210 comporte deux portions distales 2161 et 2162 rabattues dans l'espace présent entre les pattes amont et aval 214 et 216 suivant une direction parallèle à la face externe 212b de la base annulaire 212. Les portions distales 2161 et 2162 s'étendent depuis l'extrémité 2160 de la patte aval 216. Les extrémités libres 2141a et 2142a des portions distales 2141 et 2142 de la patte amont 214 étant en vis-à-vis respectivement avec les extrémités libres 2161a et 2162a des portions distales 2161 et 2162 de la patte aval 216.
Comme illustré sur les figures 11, 14 et 15, chaque secteur d'anneau 210 est relié à la structure de support d'anneau 203 par un dispositif de fixation 270 solidaire de la structure de support d'anneau 203 et comprenant une vis 271 et une plaque de maintien 272. La plaque de maintien 272 comprend une première et une seconde extrémités 2721 et 2722 en regard respectivement des extrémités libres 2141a et 2142a des portions distales 2141 et 2142 de la patte amont 214 et des extrémités libres 2161a et 2162a des portions distales 2161 et 2162 de la patte 216.
La plaque de maintien 272 comprend en outre un orifice 2723 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 271 pour fixer la plaque de maintien à la vis 271. La vis 271 comprend une tête de vis 2710 dont le diamètre est supérieur au diamètre d'un orifice 2730 réalisé dans un capot de fixation 273 fixé, par exemple par brasage ou soudage, dans une ouverture 236 réalisée sur la couronne centrale 231 de la structure de support de l'anneau 203 au travers duquel la vis 271 est insérée avant d'être vissée à la plaque de fixation 272.
Pour brider radialement le secteur d'anneau 210 du côté opposé des portions distales en regard de la plaque de fixation 272, quatre pions 274 s'étendant dans la direction radiale Dr entre la couronne centrale 231 de la structure de support d'anneau 203 et les portions distales 2141, 2142, 2161 et 2162.
Plus précisément, les pions 274 sont insérés en force dans des orifices 2731 réalisés dans le capot de fixation 273 autour de l'orifice 3730 recevant la vis 271. Dans une variante, les pions pourraient également être refroidis avant d'être insérés dans les orifices 2731 de manière à les rentrer plus facilement. Des vis pourraient également être utilisées à la place des pions en prévoyant un taraudage dans les orifices 2731. Les pions peuvent également être monté dans les orifices avec un jeu puis soudés dans les orifices (par TIG, fusion laser, etc.).
Les quatre pions 274 sont répartis symétriquement par rapport à la vis 271 de manière à avoir deux pions 274 s'étendant au-dessus extrémités libres 2141a et 2142a des portions distales 2141 et 2142 et deux autres pions 274 s'étendant au-dessus extrémités libres 2161a et 2162a des portions distales 2161 et 2162.
Conformément à la présente invention et dans l'exemple décrit ici, les portions distales 2141 et 2142 des pattes amont 214 et les portions distales 2161 et 2162 des pattes aval 216 de chaque secteur d'anneau 210 sont chacune maintenues en regard des pions 274. A cet effet, les pattes amont et aval 214 et 216 de chaque secteur d'anneau 210 sont en outre reliées à la structure de support d'anneau 203 par deux systèmes à ressort aptes à maintenir lesdites portions distales en butée contre les pions 274. Plus précisément, dans l'exemple décrit ici, un premier système à ressort 240 est associé à chaque secteur d'anneau 210. Chaque système à ressort 240 comprend une tige 241, un ressort 242, un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau 203, ici un boîtier de fixation 243, et une goupille 244 (figures 11 et 12). La tige 241 comporte à une première extrémité 241a une tête 2410 et à une deuxième extrémité 241b une lumière 2411 destinée à recevoir la goupille 244. La goupille 244 est en outre destinée à être placée dans un orifice 2144 ménagé dans une première oreille 2143 présente sur l'extrémité libre 2140 de la patte amont 214 et dans un orifice 2164 ménagé dans une première oreille 2163 présente sur l'extrémité libre 2160 de la patte aval 216. Les premières oreilles 2143 et 2163 sont placées d'un premier côté des portions distales
2141, 2142, 2161 et 2162 des pattes 214 et 216 suivant la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.
Le ressort 242 est monté en état de précontrainte entre la tête 2410 de la tige et le fond 2430 du boîtier 243. Le fond 2430 comporte une lumière 2431 ayant un diamètre à la fois supérieur à celui de la tige 241 pour permettre son passage et inférieure au diamètre du ressort 242 pour permettre la mise en butée du ressort sur le fond 2430 du boîtier 243 (figure 12). Dans l'exemple décrit ici, le boîtier de fixation 243 comporte une paroi supérieure 2432 comportant une lumière 2433 ayant un diamètre supérieur à celui de la tête 2410 de la tige 241 pour permettre son passage. La paroi supérieure 2432 du boîtier 243 est fixée, par exemple par brasage ou soudage, sur la structure de support d'anneau au niveau d'une ouverture 235 présente sur la couronne 231 de la structure de support d'anneau.
De même, un deuxième système à ressort 250 est associé à chaque secteur d'anneau 210. Chaque système à ressort 250 comprend une tige 251, un ressort 252, un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau 203, ici un boîtier de fixation 253, et une goupille 254 (figures 11 et 13). La tige 251 comporte à une première extrémité 251a une tête 2510 et à une deuxième extrémité 251b une lumière 2511 destinée à recevoir la goupille 254. La goupille 254 est en outre destinée à être placée dans un orifice 2146 ménagé dans une deuxième oreille 2145 présente sur l'extrémité libre 2140 de la patte amont 214 et dans un orifice 2166 ménagé dans une deuxième oreille 2165 présente sur l'extrémité libre 2160 de la patte aval 216. Les deuxièmes oreilles 2145 et 2165 sont placées d'un deuxième côté des portions distales 2141, 2142, 2161 et 2162 des pattes 214 et 216 suivant la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.
Le ressort 252 est monté en état de précontrainte entre la tête 2510 de la tige et le fond 2530 du boîtier 253. Le fond 2530 comporte une lumière 2531 ayant un diamètre à la fois supérieur à celui de la tige 251 pour permettre son passage et inférieure au diamètre du ressort 252 pour permettre la mise en butée du ressort sur le fond 2530 du boîtier 253 (figure 13). Dans l'exemple décrit ici, le boîtier de fixation 253 comporte une paroi supérieure 2532 comportant une lumière 2533 ayant un diamètre supérieur à celui de la tête 2510 de la tige 251 pour permettre son passage. La paroi supérieure 2532 du boîtier 253 est fixée, par exemple par brasage ou soudage, sur la structure de support d'anneau au niveau d'une ouverture 237 présente sur la couronne 231 de la structure de support d'anneau.
Dans cette configuration, les tiges 241 et 251 exercent respectivement via les goupilles 244 et 254 une force de traction Ft sur le secteur d'anneau 10 orientée vers l'extérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine (figures 12, 13 et 15). Selon une variante, le système à ressort peut exercer sur chaque secteur d'anneau une force de poussée orientée vers l'intérieur de l'anneau de turbine dans la direction radiale de l'anneau de turbine. A cet effet, on peut par exemple prévoir de disposer un ressort entre la tête de la tige et la paroi supérieure du boîtier qui ne comporte pas dans ce cas de lumière afin de former une butée pour le ressort. Dans ce cas, les portions distales 2141, 2142, 2161 et 2162 des pattes 214 et 216 sont maintenues plaquées contre la plaque de maintien 272. Les pions 274 ne sont alors plus nécesaires.
Les éléments de maintien, ici la plaque de maintien 272 et les pions 274 peuvent être en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau. Ils sont par exemple réalisés en matériau métallique.
Grâce aux systèmes à ressort 240 et 250, il est ainsi possible de maintenir les secteurs d'anneau sans jeu au niveau de leur montage à froid sur la structure de support d'anneau par mise en butée des portions distales de chaque secteur d'anneau sur les éléments de maintien, ici les pions ou la plaque de maintien, tout en accommodant à chaud les éventuelles dilatations différentielles des éléments de maintien par rapport aux secteurs d'anneau.
Chaque secteur d’anneau 10, 110 et 210 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d’une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d’anneau et densification du secteur d’anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination Hi-Nicalon S, ou des fils en fibres de carbone.
La préforme fibreuse est de préférence réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes amont et aval des secteurs d'anneau.
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. Selon une alternative de fabrication, l'ébauche mise en forme est consolidée par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) afin d'être en mesure de conserver sa forme, la préforme étant ensuite densifié par infiltration avec du silicium liquide (« Melt Infiltration »).
La déformabilité de la préforme fibreuse est avantageusement utilisée pour obtenir dans une même pièce une base de forme annulaire et des pattes rectilignes, en forme de S ou avec des portions distales rabattues.
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La structure de support d'anneau est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage C263, Waspaloy® ou inconel 718.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10, 110 ou 210 comme montré sur les figures 2, 7 et 11 respectivement.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3) comportant une première et une deuxième brides annulaires (32, 36), chaque secteur d'anneau ayant une partie formant base annulaire (12) avec, dans une direction radiale (Da) de l'anneau de turbine, une face interne (12a) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (12b) à partir de laquelle s'étendent une première et une deuxième pattes (14, 16), les pattes de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3), caractérisé en ce que les première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) sont chacune maintenues en butée contre un ou plusieurs éléments de maintien solidaires de la structure de support d'anneau (3) et en ce que les première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau sont en outre reliées à ladite structure de support d'anneau (3) par au moins un système à ressort (40) apte à maintenir les première et deuxième pattes en butée contre le ou les éléments de maintien, chaque système à ressort exerçant sur un secteur d'anneau une force de traction ou de poussée orientée dans une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine.
- 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale (Da) et une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine une forme de Pi (π) inversé, les première et deuxième pattes (14, 16) s'étendant depuis la face externe (12b) de la base annulaire (12) de chaque secteur d'anneau (10) dans la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine, la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) comportant une première ouverture (146) dans laquelle est logée une partie d'un premier élément de maintien (19) solidaire de la première bride annulaire (32) et une deuxième ouverture (147) dans laquelle est logée une partie d'un deuxième élément de maintien (20) solidaire de la première bride annulaire, et dans lequel la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) comporte une première ouverture (166) dans laquelle est logée une partie d'un troisième élément de maintien (21) solidaire de la deuxième bride annulaire (36) et une deuxième ouverture (167) dans laquelle est logée une partie d'un quatrième élément de maintien (22) solidaire de la deuxième bride annulaire.
- 3. Ensemble selon la revendication 2, dans lequel un jeu radial (Jl) est présent à froid entre les première et deuxième ouvertures (146, 147) de la première patte (14) et la partie des premier et deuxième éléments de maintien (19, 20) présente dans lesdites première et deuxième ouvertures, un jeu radial (J2) étant présent à froid entre les première et deuxième ouvertures (166, 167) de la deuxième patte (16) et la partie des troisième et quatrième éléments de maintien (21, 22) présente dans lesdites première et deuxième ouvertures, lesdits éléments de maintien étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau.
- 4. Ensemble selon la revendication 2 ou 3, dans lequel chaque système à ressort (40) comprend une tige (41) et un ressort (42), la tige (41) comportant à une première extrémité (41a) une tête (410) et étant reliée à une deuxième extrémité (41b) aux première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10), le ressort (42) étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige et un élément de retenue (43) solidaire de la structure de support d'anneau (3).
- 5. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale (Da) et une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine une forme de K, les première et deuxième pattes (140, 160) s'étendant depuis la face externe (120b) de la base annulaire (120) de chaque secteur d'anneau (110) suivant une forme de S, dans lequel chaque système à ressort (140) exerce sur un secteur d'anneau (110) une force de poussée dirigée vers l'intérieur de l'anneau suivant la direction radiale (Dr), la face interne (140a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (140) de chaque secteur d'anneau (110) étant plaquée contre un premier et d'un deuxième éléments de maintien (1330, 1331) solidaires de la première bride annulaire (132) tandis que la face interne (160a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (160) de chaque secteur d'anneau (110) étant plaquée contre au moins un troisième élément de maintien (1360) solidaire de la deuxième bride annulaire (136).
- 6. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel chaque secteur d'anneau présente en coupe selon un plan défini par une direction axiale (Da) et une direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine une forme de K, les première et deuxième pattes (140,160) s'étendant depuis la face externe (120b) de la base annulaire (120) de chaque secteur d'anneau (110) suivant une forme de S, dans lequel chaque système à ressort (140) exerce sur un secteur d'anneau (110) une force de traction dirigée vers l'extérieur de l'anneau dans la direction radiale (Dr), la face externe (140b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte (140) de chaque secteur d'anneau (110) étant plaquée contre un quatrième et un cinquième éléments de maintien (70, 72) solidaires de la structure de support d'anneau (103) tandis que la face externe (160b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte (160) de chaque secteur d'anneau (110) étant plaquée contre au moins un sixième élément de maintien (80) solidaire de la structure de support d'anneau (103).
- 7. Ensemble selon la revendication 6, dans lequel chaque système à ressort (140) comprend une tige (141) et un ressort (142), la tige (141) comportant à une première extrémité une tête (1410) et étant reliée à une deuxième extrémité aux première et deuxième pattes de chaque secteur d'anneau, le ressort (142) étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige et un élément de retenue solidaire de la structure de support d'anneau (103).
- 8. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les première et deuxième pattes (214, 216) s'étendant depuis la face externe (212b) de la base annulaire (212) de chaque secteur d'anneau (210) dans laTJ direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine, les première et deuxième pattes comportant en outre chacune des portions distales (2141, 2142 ; 2161, 2162) rabattues dans l'espace présent entre les première et deuxième pattes (214, 216) suivant une direction parallèle à face externe de la base annulaire, les extrémités libres (2141a, 2142a) des portions distales (2141, 2142) de la première patte (214) étant en vis-à-vis avec les extrémités libres (2161a, 2162a) des portions distales (2161, 2162) de la deuxième patte (216), ledit ensemble comprenant en outre un premier élément de maintien (270) comprenant une plaque de maintien (272) s'étendant partiellement sous la face inférieure des portions distales (2141, 2142, 2161, 2162) des première et deuxième pattes (214, 216) dans la direction radiale (Dr) et une vis de fixation (271) comportant une tête de vis (2710) en appui contre la structure de support d'anneau (203) et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans la plaque de fixation et des deuxième, troisième, quatrième et cinquième éléments de maintien (274) présent en vis-à-vis de la face supérieure des portions distales (2141, 2142, 2161, 2162) des première et deuxième pattes (214, 216).
- 9. Ensemble selon la revendication 8, dans lequel chaque système à ressort (240, 250) exerce sur un secteur d'anneau (210) une force de traction dirigée vers l'extérieur de l'anneau dans la direction radiale (Dr), les portions distales (2141, 2142, 2161, 2162) des première et deuxième pattes (214, 216) étant maintenues contre les deuxième, troisième, quatrième et cinquième éléments de maintien (274).
- 10. Ensemble selon la revendication 8 ou 9, dans lequel chaque système à ressort (240 ; 250) comprend une tige (241 ; 251) et un ressort (242 ; 252), la tige (241 ; 251) comportant à une première extrémité (241a ; 251a) une tête (2410 ; 2510) et étant reliée à une deuxième extrémité (241b ; 251b) aux première et deuxième pattes (214, 216) de chaque secteur d'anneau (210), le ressort (242 ; 252) étant monté en état de précontrainte entre la tête de la tige (2410 ; 2510) et un élément de retenue (243 ; 263) solidaire de la structure de support d'anneau (12).1/12 <ο
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1601413A FR3056636B1 (fr) | 2016-09-27 | 2016-09-27 | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1601413 | 2016-09-27 | ||
| FR1601413A FR3056636B1 (fr) | 2016-09-27 | 2016-09-27 | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3056636A1 true FR3056636A1 (fr) | 2018-03-30 |
| FR3056636B1 FR3056636B1 (fr) | 2020-06-05 |
Family
ID=58162645
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1601413A Active FR3056636B1 (fr) | 2016-09-27 | 2016-09-27 | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3056636B1 (fr) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3901425A1 (fr) * | 2020-04-23 | 2021-10-27 | Rolls-Royce Corporation | Segments annulaires d'enveloppe de turbine comprenant des composants composites à matrice céramique |
| CN113882910A (zh) * | 2020-07-03 | 2022-01-04 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法 |
| FR3115814A1 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine ameliore |
| EP4053381A1 (fr) * | 2021-03-01 | 2022-09-07 | ANSALDO ENERGIA S.p.A. | Dispositif de segment annulaire pour aubes de turbine d'une centrale électrique et ensemble turbine à gaz correspondant pour centrale électrique |
| 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 |
| US11773751B1 (en) | 2022-11-29 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert |
| US11840936B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-12-12 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit |
| US11885225B1 (en) | 2023-01-25 | 2024-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles |
| US12031443B2 (en) | 2022-11-29 | 2024-07-09 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with attachment flange cooling chambers |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050092566A1 (en) * | 2003-11-04 | 2005-05-05 | General Electric Company | Support apparatus and method for ceramic matrix composite turbine bucket shroud |
| US20060292001A1 (en) * | 2005-06-23 | 2006-12-28 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ring seal attachment system |
| EP2570615A1 (fr) * | 2011-09-19 | 2013-03-20 | Alstom Technology Ltd | Dispositif pour l'auto-réglage du jeu entre des parties rotatives et statoriques d'une turbomachine |
| US20130156556A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-06-20 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud |
| US20140023480A1 (en) * | 2012-07-20 | 2014-01-23 | Michael G. McCaffrey | Radial position control of case supported structure |
| WO2017103411A2 (fr) * | 2015-12-18 | 2017-06-22 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid. |
-
2016
- 2016-09-27 FR FR1601413A patent/FR3056636B1/fr active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050092566A1 (en) * | 2003-11-04 | 2005-05-05 | General Electric Company | Support apparatus and method for ceramic matrix composite turbine bucket shroud |
| US20060292001A1 (en) * | 2005-06-23 | 2006-12-28 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ring seal attachment system |
| EP2570615A1 (fr) * | 2011-09-19 | 2013-03-20 | Alstom Technology Ltd | Dispositif pour l'auto-réglage du jeu entre des parties rotatives et statoriques d'une turbomachine |
| US20130156556A1 (en) * | 2011-12-15 | 2013-06-20 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud |
| US20140023480A1 (en) * | 2012-07-20 | 2014-01-23 | Michael G. McCaffrey | Radial position control of case supported structure |
| WO2017103411A2 (fr) * | 2015-12-18 | 2017-06-22 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid. |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3901425A1 (fr) * | 2020-04-23 | 2021-10-27 | Rolls-Royce Corporation | Segments annulaires d'enveloppe de turbine comprenant des composants composites à matrice céramique |
| US11208911B2 (en) | 2020-04-23 | 2021-12-28 | Rolls-Royce Plc | Turbine shroud ring segments with ceramic matrix composite components |
| CN113882910A (zh) * | 2020-07-03 | 2022-01-04 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法 |
| FR3115814A1 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine ameliore |
| WO2022096828A2 (fr) | 2020-11-05 | 2022-05-12 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine ameliore |
| WO2022096828A3 (fr) * | 2020-11-05 | 2022-07-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine ameliore |
| EP4053381A1 (fr) * | 2021-03-01 | 2022-09-07 | ANSALDO ENERGIA S.p.A. | Dispositif de segment annulaire pour aubes de turbine d'une centrale électrique et ensemble turbine à gaz correspondant pour centrale électrique |
| 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 |
| US11713694B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier |
| US11840936B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-12-12 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit |
| US11732604B1 (en) | 2022-12-01 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages |
| US11885225B1 (en) | 2023-01-25 | 2024-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3056636B1 (fr) | 2020-06-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3596315B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3596314B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3056636A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid | |
| EP3433471B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien spécifique à froid | |
| EP3596313B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3390782B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid. | |
| FR3056637A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid | |
| EP3737837B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3055146A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3036433B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage | |
| FR3055147A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3055148A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| FR3080145A1 (fr) | Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche | |
| FR3036432A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial | |
| EP3870807A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine à appuis rectilignes bombés | |
| FR3080146A1 (fr) | Distributeur en cmc avec reprise d'effort | |
| WO2020128338A2 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec flasques indexés | |
| FR3051017A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid | |
| FR3086327A1 (fr) | Ensemble pour une turbine de turbomachine | |
| FR3065481A1 (fr) | Ensemble pour turbine, notamment pour une turbomachine | |
| FR3114348A1 (fr) | Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort | |
| FR3061738A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20180330 |
|
| 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 |