FR3056637A1 - Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid - Google Patents

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Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprend 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 présente en coupe une forme de K ayant une partie formant base annulaire (12) avec 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 (14, 16) en forme de S. Les faces internes (14b, 16b) des première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) reposent sur des éléments de maintien (330, 360) solidaires des première et deuxième brides annulaires (32, 36) tandis que les faces externes (14a, 16a) des première et deuxième pattes sont en contact avec des éléments de serrage (40, 50) solidaires de la structure de support d'anneau (3).

Description

(57) Un ensemble d'anneau de turbine comprend 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 présente en coupe une forme de K ayant une partie formant base annulaire (12) avec 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 (14, 16) en forme de S. Les faces internes (14b, 16b) des première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) reposent sur des éléments de maintien (330, 360) solidaires des première et deuxième brides annulaires (32, 36) tandis que les faces externes (14a, 16a) des première et deuxième pattes sont en contact avec des éléments de serrage (40, 50) solidaires de la structure de support d'anneau (3).
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 maintien en position des secteurs d'anneau demeure un problème en particulier vis-à-vis des dilatations différentielles qui peuvent se produire entre la structure métallique de support et les secteurs d'anneau en CMC. En effet, lors des dilatations de la structure métallique de support, il est important que celle-ci n'impose pas de déplacements ou d'efforts trop importants aux secteurs d'anneau en CMC au risque de les endommager. C'est pourquoi il est nécessaire de prévoir un jeu minimum entre les pièces assemblées. Or, un tel jeu ne permet pas un bon contrôle de la forme de la veine ni un bon comportement des secteurs d'anneau en cas de touche avec le sommet des aubes de la turbine. En outre, le présence d'un tel jeu entraîne des problème vibratoires.
Objet et résumé de l'invention
L'invention vise à éviter de tels inconvénients et propose à cet effet 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, la structure de support d'anneau 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, chaque secteur d'anneau présentant en coupe selon un plan défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine une forme de K ayant 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 deuxième pattes en forme de S, 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 la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau repose sur un premier et un deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte 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-àvis des premier et deuxième éléments de maintien suivant la direction radiale de l'anneau de turbine, et en ce que la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau repose sur un troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride 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 troisième élément de serrage solidaires 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 de l'anneau de turbine.
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, 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 aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau tandis que le troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire 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 une caractéristique particulière de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les premier, deuxième et troisième éléments de serrage sont formés respectivement par des premier, deuxième et troisième 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 deuxième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, 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 bride 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 solidaires 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 bride annulaire et les troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride 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 une caractéristique particulière de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les premier, deuxième, troisième et quatrième éléments de serrage sont formés respectivement par des premier, deuxième, troisième et 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 troisième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les première et deuxième pattes 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 quatrième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les zones de contact entre les éléments de maintien et les pattes sont compris dans un même plan rectiligne et dans lequel les zones de contact entre les pattes et les éléments de serrage sont compris 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 et de conserver les mêmes zones de contact aussi bien à froid qu'à chaud.
Selon un cinquième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, celui-ci comprend en outre un flasque amont monté sur la première bride, le flasque amont comprenant une pluralité de premier et deuxième éléments de maintien répartis uniformément sur la face du flasque en regard des première 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 sixième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, la deuxième bride est élastiquement déformable. Cela permet de ne pas exercer de contraintes trop importantes sur les secteurs d'anneau. Ainsi, une précontrainte axiale peut être appliquée par les brides sur les secteurs d'anneau sans générer trop de contraintes afin de reprendre les différences de dilatation entre le matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau et le métal de la structure de support d'anneau.
Selon un septième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, celui-ci comprend en outre une pluralité de diffuseurs d'un flux de refroidissement interposés entre la structure de support d'anneau et les secteurs d'anneau. Il est ainsi possible d'injecter et de diffuser un flux de refroidissement à l'intérieur 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 première vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 2 est une deuxième vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique en perspective partielle du flasque amont de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 4 est une vue schématique en perspective montrant les points d'appui réalisés sur chaque secteur d'anneau dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 5 est une vue schématique en perspective d’un ensemble d'anneau de turbine équipé de diffuseurs de flux de refroidissement selon l'invention ;
- la figure 6 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 5.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche Da indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche Dr indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1.
Chaque secteur d'anneau 10 présente, comme illustré sur la figure 2 et selon un plan défini par les directions axiale Da et radiale Dr une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale Dr de l'anneau, une face interne revêtue d'une couche 13 de matériau abradable définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 14, 16 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction Dr, à partir de la face externe de la base annulaire 12 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus de portions d'extrémité amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. 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 1).
La structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine 30 comprend une bride radiale amont annulaire 32 et une bride radiale aval annulaire 36 qui s'étendent suivant la direction radiale Dr vers le centre de l'anneau 1 et dans la direction circonférentielle de l'anneau. 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 30, ces éléments s'étendant en réalité suivant une forme annulaire complète, une pluralité de secteur d'anneau 10 adjacents étant disposés entre les brides 32 et 36 de la structure de support d'anneau.
Les pattes amont et aval 14, 16 de chaque secteur d'anneau 10 s'étendent suivant une direction rectiligne tandis que la base annulaire 12 de chaque secteur s'étend suivant la direction circonférentielle Dc de l'anneau de turbine 1 .
Dans l'exemple décrit ici, la face interne 14b dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine de la première patte 14 de chaque secteur d'anneau 10 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 33a du flasque amont 33 (figure 3) en regard de la patte amont 14 des secteurs d'anneau 10. 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 10a et 10b de chaque secteur d'anneau 10. Le flasque amont 33 étant fixé 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 14a dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 1 de la patte amont 14 de chaque secteur d'anneau 10 est en contact avec un premier et un deuxième éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau 3, ici des premier et deuxième pions 40 et 41. 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 1. Les pions 40 et 41 sont maintenus respectivement dans des orifices 324 et 325 ménagés dans la bride radiale amont annulaire 32. Les pions 40 et 41 peuvent être frettés dans les orifices 324 et 325 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 40 et 41 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans les orifices 324 et 325. Les pions peuvent également être monté dans les orifices avec un jeu puis soudés dans les orifices (parTIG, fusion laser, etc.).
La face interne 16b dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine de la deuxième patte 16 de chaque secteur d'anneau 10 repose sur un troisième élément de maintien solidaire de la bride radiale annulaire 36, correspondant ici à un troisième ergots 360 (figures 1 et 2) faisant saillie depuis la face 36a de la bride 36 en regard de la patte amont 14 des secteurs d'anneau 10. Les troisièmes ergots 360 sont répartis uniformément sur la face 36a 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 10.
En outre, la face externe 16a dans la direction radiale Dr de l'anneau de turbine 1 de la patte aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 est en contact avec un troisième élément de serrage solidaire de la structure de support d'anneau 3, 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 1. Le pion 50 est maintenu dans un orifice 3640 ménagé dans une saillie 364 présente sur la face 36a de la bride radiale aval annulaire 36 en regard des pattes 16 des secteurs d'anneau 10. Le pion 50 peut être fretté dans l'orifice 3640 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 50 comprenant dans ce cas un filetage coopérant avec un taraudage ménagé dans l'orifice 3640.
Dans l'exemple décrit ici, chaque secteur d'anneau 10 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 4.
Les éléments de serrage, ici les pions 40, 41 et 50 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 peuvent être par exemple réalisés en matériau métallique. Les éléments de serrage peuvent être également réalisés en CMC ou en céramique.
L'utilisation d'un flasque amont 33 permet de faciliter le montage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
Toutefois, l'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention peut être réalisé sans flasque amont. Dans ce cas, la bride radiale amont annulaire s'étend plus bas vers le centre de l'anneau comme pour la bride radiale aval annulaire, de premier et deuxième éléments de maintien tel que des ergots étant directement présents sur la face de la bride radiale amont annulaire en regard des pattes amont des secteurs d'anneau. Selon une autre variante de réalisation, une pluralité de premier et deuxième éléments de maintien, tels que des ergots, peut être présente sur la bride radiale aval annulaire tandis qu'une pluralité de troisième éléments de maintien, tels que des ergots, peut être présente sur le flasque amont. L'invention s'applique encore à un ensemble d'anneau de turbine dans lequel une pluralité d'éléments de maintien et une pluralité d'éléments de serrage sont présents à la fois du côté de la bride radiale aval annulaire et du côté de la bride radiale amont annulaire.
L'étanchéité inter-secteurs est assurée par des languettes d'étanchéité logées dans des rainures se faisant face dans les bords en regard de deux secteurs d'anneau voisin (non représentées sur les figures 1 et 2). De façon classique, des orifices de ventilation (non représentés sur les figures 1 et 2) formés dans la bride 32 permettent d'amener de l'air de refroidissement du côté extérieur de l'anneau de turbine 10.
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 être comprises entre 600°C et 1500°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.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur les figures 1 et
2.
Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination Hi-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 14 et 16 des secteurs 10.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. 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.
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage C263, Waspaloy® ou Inconel 718.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau
3. Comme illustrée sur la figure 2, la face interne 16b des pattes aval 16 de chaque secteur d'anneau est posée sur l'ergot 360 solidaire de la bride radiale aval annulaire 36. Le pion 50 est alors monté de manière à maintenir les pattes aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 sur la bride 36. Les secteurs d'anneau peuvent être montés en couronne à l'extérieur de l'anneau, par exemple au moyen d'un outillage de type araignée, et introduits ensemble axialement dans la structure de support d'anneau, les secteurs d'anneau étant bloqués radialement par la mise en place des pions 50. Le flasque amont 33 est alors assemblé avec la bride radiale amont annulaire 32, le flasque étant par exemple fixé sur la bride radiale amont annulaire au moyen d'organes de serrage 332 de type vis-écrou ou par brasage. Le flasque peut être également maintenu par simple contact avec la bride radiale amont annulaire, les efforts aérodynamiques importants générées au niveau du distributeur (basse ou haute pression) et s'exerçant sur celui-ci sont transmis au flasque assurant ainsi le contact du flasque avec la bride radiale amont annulaire. Une fois le flasque amont 33 ainsi monté, la face interne 14b des pattes aval 14 de chaque secteur d'anneau 10 repose sur les ergots 330 et 331. Le maintien à froid sans jeu des pattes 14 et 16 de chaque secteur d'anneau entre les brides et 36 de la structure de support d'anneau est ajusté par le réglage du positionnement des pions 40, 41 et 50. On obtient alors un ensemble d'anneau de turbine tel que représenté sur la figure 1.
La bride radiale aval annulaire 36 est de préférence amincie afin d'être élastiquement déformable et ne pas exercer de contraintes trop importantes sur les secteurs d'anneau en CMC. Ainsi, une précontrainte axiale, réalisée en faisant une interférence de quelques dixièmes de millimètres, permet de reprendre les différences de dilatation entre le CMC des secteurs d'anneau et le métal de la structure de support d'anneau.
L'ensemble d'anneau de turbine de l'invention peut comprendre plus de trois points de maintien pour chaque secteur d'anneau comme décrit ci-avant. L'ensemble d'anneau de turbine de l'invention peut en particulier comprendre quatre points de maintien pour chaque secteur d'anneau, deux points de maintien au niveau de la bride radiale amont et deux points de maintien au niveau de la bride radiale aval. Dans ce cas, la bride radiale amont annulaire comprend plusieurs paires de premier et deuxième éléments de maintien, par exemple des ergots, comme décrit ciavant tandis que la bride radiale aval annulaire comprend plusieurs paires de troisième et quatrième éléments de maintien, par exemple des ergots. Les premier et deuxième éléments de maintien, d'une part, et les troisième et quatrième éléments de maintien, d'autre part, sont placés sur les brides à des positions déterminées de manière à être présent au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau. Un élément de serrage, par exemple un pion, est placé en vis-à-vis de chaque éléments de maintien afin de maintenir les pattes de chaque secteur d'anneau en contact avec les éléments de maintien.
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 zone de contact entre les pattes et les éléments de serrage (par exemple des pions) sont compris dans un même plan rectiligne. En fonctionnement, les secteurs d'anneau basculent autour d'un axe correspondant à la normale au plan formé entre la direction axiale Da et la direction radiale Dr de l'anneau de turbine. Dans le cas d'un appui curviligne, comme dans l'art antérieur, les pattes des secteurs d'anneau sont en contact avec la structure de support d'anneau sur un ou deux points seulement. A l'inverse, un appui rectiligne permet un appui sur une ligne, ce qui améliore l'étanchéité entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau. On améliore aussi la stabilité et la tenue des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
Les figures 5 et 6 illustrent un autre mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine qui diffère de celui décrit en relation avec les figures 1 à 4 en ce qu'il comprend en outre des diffuseurs 60 destinées à permettre l'impact d'un flux de refroidissement sur la face interne de l'anneau de turbine. Chaque diffuseur 60 comprend un corps creux 61 délimitant une cavité 610. Des première et deuxième pattes 62 et 63 s'étend 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 3' appartenant à un carter 30' et la patte 14' des secteurs d'anneau 10' tandis que la deuxième patte 63 est maintenue entre la bride radiale aval annulaire 36' de la structure de support d'anneau 3' et la patte 16' des secteurs d'anneau 10'. Chaque diffuseur 60 est en outre maintenu en position à l'intérieur de la structure de support d'anneau 3' par un plot 65 traversant le corps 61 et solidarisé à la structure d'anneau 3' par un capuchon 66.
La cavité 610 est fermée 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 jusque dans la cavité 610 par un conduit 601 (figure 6). Le flux Fr traverse alors les perforations 640 de la plaque 64 afin de refroidir la face interne des secteurs d'anneau 10' formant l'anneau de turbine.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. 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), la structure de support d'anneau 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, chaque secteur d'anneau présentant 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 ayant une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (Dr) 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 (14, 16) en forme de S, 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 la face interne (14b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) repose sur un premier et un deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire (32), la face externe (14a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec un premier et un deuxième éléments de serrage solidaires de la structure de support d'anneau (3), les premier et deuxième éléments de serrage étant respectivement en vis-à-vis des premier et deuxième éléments de maintien suivant la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (3), et en ce que la face interne (16b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) repose sur un troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire (36), la face externe (16a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec un troisième élément de serrage solidaires de la structure de support d'anneau (3), le troisième élément de serrage étant en vis-à-vis du troisième élément de maintien suivant la direction radiale (Dr) de l'anneau de turbine (3).
  2. 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire (32) sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau (10) tandis que le troisième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire (36) est présent au voisinage de la partie médiane de chaque secteur d'anneau (10).
  3. 3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les premier, deuxième et troisième éléments de serrage sont formés respectivement par des premier, deuxième et troisième pions (40, 41, 50) solidaires de la structure de support d'anneau.
  4. 4. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la face interne (16b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) repose en outre sur un quatrième élément de maintien solidaire de la deuxième bride annulaire (36), la face externe (16a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de ladite deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec un quatrième élément de serrage solidaires de la structure de support d'anneau (3), le quatrième élément de serrage étant en vis-à-vis du quatrième élément de maintien suivant la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine (3), et dans lequel les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire (32) et les troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride annulaire (36) sont présents au voisinage des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau (10).
  5. 5. Ensemble selon la revendication 4, dans lequel les premier, deuxième, troisième et quatrième éléments de serrage sont formés respectivement par des premier, deuxième, troisième et quatrième pions (40, 41, 50, 51) solidaires de la structure de support d'anneau.
  6. 6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel les première et deuxième pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) s'étendent suivant une direction rectiligne tandis que la base annulaire de chaque secteur d'anneau s'étend suivant la direction circonférentielle (DC) de l'anneau.
  7. 7. Ensemble selon la revendication 6, dans lequel les zones de contact entre les éléments de maintien et les pattes sont compris dans un même plan rectiligne et dans lequel les zones de contact entre les pattes et les éléments de serrage sont compris dans un même plan rectiligne.
  8. 8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant en outre un flasque amont (33) monté sur la première bride (32), le flasque amont comprenant une pluralité de premier et deuxième éléments de maintien répartis uniformément sur la face (33a) du flasque en regard des première pattes des secteurs d'anneau.
  9. 9. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel la deuxième bride est élastiquement déformable.
  10. 10. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, comprenant en outre une pluralité de diffuseurs d'un flux de refroidissement interposés entre la structure de support d'anneau et les secteurs d'anneau.
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