FR3100048A1 - Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau - Google Patents

Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau Download PDF

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Abstract

Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau Un anneau de turbine (10) en matériau composite à matrice céramique (CMC) comporte une face interne (10a) s’étendant entre une extrémité amont (10c) et une extrémité aval (10d) suivant une direction axiale (DA), la face interne de l’anneau en CMC comprenant un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (20) et une couche externe abradable (30) présente sur la barrière. La couche externe abradable comporte une partie centrale (31) présente entre les extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau (10) suivant la direction axiale (DA) et destinée à être en vis-à-vis de sommets (7a) d’aubes (7) d’un rotor de turbine. La couche externe abradable (30) présente une épaisseur variable suivant la direction axiale. Des parties amont et aval (32, 33) de la couche externe abradable présentes respectivement au niveau des extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau en CMC (10) suivant la direction axiale (DA) présentent une épaisseur (E32, E33) inférieure à l’épaisseur (E31) de la partie centrale (31) de la couche externe abradable (30). Figure pour l’abrégé : Fig. 3.

Description

Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau
La présente invention concerne les anneaux de turbine pour turbine à gaz notamment de moteurs aéronautique.
Dans une turbomachine, un anneau de turbine définit une veine d'écoulement de flux gazeux à travers la turbine au niveau d'une roue mobile de celle-ci. Pour assurer le meilleur rendement possible, il est important d'éviter un passage direct des gaz entre les sommets des aubes de la roue de turbine et la surface interne de l'anneau. Ainsi, de façon habituelle, un anneau de turbine est muni à sa face interne d'une couche de matériau abradable avec lequel les sommets d'aubes peuvent entrer en contact sans endommagement notable sous l'effet de variations dimensionnelles d'origine thermique ou résultant de la force centrifuge appliquée aux aubes.
Afin d’alléger la masse des anneaux de turbine, ceux-ci sont réalisés en matériau composite à matrice céramique (ou CMC). Un tel matériau présente en effet des propriétés mécaniques le rendant apte à constituer des éléments de structure ainsi que la capacité à conserver ces propriétés à température élevée, tout en ayant une masse volumique bien inférieure à celle des matériaux métalliques. L’utilisation d’un matériau CMC pour un anneau de turbine est donc attractive. Des exemples d’anneau de turbine en CMC sont notamment divulgués dans les documents US 2010/0092281 et US 2018/0156069 .
Dans les conditions de fonctionnement des turbines aéronautiques, caractérisées notamment par des températures élevées et un environnement corrosif, les matériaux CMC peuvent se dégrader. Pour protéger les parties des anneaux en CMC exposées aux flux d'air chaud corrosif de la turbine, il est connu de revêtir ces parties d’un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (aussi appelée « EBC » de l'anglais « Environnemental Barrier Coating ») et une couche externe abradable qui permet d’assurer un bon rendement comme expliqué ci-avant.
Cependant, en fonctionnement, la température vue par la face interne de l’anneau n’est pas homogène suivant la direction axiale de l’anneau. En effet, la partie centrale de la face interne de l’anneau suivant la direction axiale est portée à une température plus élevée que celle des bords amont et aval de la face interne. Il existe, par conséquent, un gradient de température significatif, de l’ordre de 150°C, dans la barrière environnementale. Or, les propriétés et la tenue mécanique de la barrière environnementale peuvent différer en fonction de la température, en particulier vis-à-vis des gradients thermiques sources de contraintes thermomécaniques. Il est donc souhaitable d’avoir une température la plus homogène possible dans l’ensemble de la barrière environnementale.
L’invention a pour but de proposer une solution qui évite les inconvénients précités.
Ce but est atteint notamment grâce à un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC), l’anneau comportant une face interne s’étendant entre une extrémité amont et une extrémité aval suivant une direction axiale, la face interne de l’anneau en CMC comprenant un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion et une couche externe abradable présente sur la barrière, la couche externe abradable comportant une partie centrale présente entre les extrémités amont et aval de la face interne de l’anneau suivant la direction axiale et destinée à être en vis-à-vis de sommets d’aubes d’un rotor de turbine,
caractérisé en ce que la couche externe abradable présente une épaisseur variable suivant la direction axiale, des parties amont et aval de la couche externe abradable présentes respectivement au niveau des extrémités amont et aval de la face interne de l’anneau en CMC suivant la direction axiale présentant une épaisseur inférieure à l’épaisseur de la partie centrale de la couche externe abradable.
Ainsi, la couche externe abradable présente une épaisseur réduite au niveau de ses parties amont et aval qui correspondent aux parties de l’anneau de turbine les moins chaudes en fonctionnement par rapport à la partie centrale qui elle correspond à la partie la plus chaude de l’anneau de turbine en fonctionnement. Les parties de la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion présentes sous les parties amont et aval de la couche externe abradable sont donc plus exposées à la chaleur du flux gazeux circulant à l’intérieur de l’anneau. On augmente ainsi la température de la barrière environnementale dans les parties, ce qui permet de réduire significativement le gradient thermique dans la barrière environnementale suivant la direction axiale et d’avoir une température plus homogène sur l’ensemble de la barrière. On améliore ainsi le contrôle des propriétés et de la tenue mécanique de la barrière environnementale et, par conséquent, la durée de vie du revêtement de protection constitué de la barrière environnementale et de la couche externe abradable. En outre, la couche externe abradable présente une épaisseur plus importante au niveau de la partie centrale qui correspond à la zone en vis-à-vis avec les sommets des aubes, à savoir la zone où la réserve de matériau abradable doit être suffisante pour assurer la fonction d’abradable. Cette augmentation d’épaisseur au niveau de la partie centrale de la couche abradable n’est pas pénalisante pour le maintien d’une température homogène dans la barrière environnementale car elle correspond à la zone la plus chaude de l’anneau de turbine.
Selon une caractéristique particulière de l’anneau de l’invention, la variation d’épaisseur entre les parties amont et aval et la partie centrale de la couche externe abradable est de préférence d’au moins 60%. Une variation de 60% de l’épaisseur de la couche abradable permet de diviser par deux le gradient de température entre le centre et les extrémités amont et aval de la barrière environnementale. Cette variation d’épaisseur permet également de baisser le niveau de chargement mécanique sur l’anneau en CMC.
Selon une autre caractéristique particulière de l’anneau de l’invention, l’anneau est un anneau fendu en une seule pièce en CMC.
Selon une autre caractéristique particulière de l’anneau de l’invention, l’anneau comprend une pluralité de secteurs annulaires en CMC.
L’invention a également pour objet une turbine à gaz pour moteur aéronautique comprenant un anneau de turbine selon l’invention.
L’invention a également pour objet un moteur aéronautique comprenant une turbine à gaz selon l’invention.
L’invention a également pour objet un aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs selon l’invention.
L’invention a encore pour objet un procédé de fabrication d’un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC), le procédé comprenant :
- la réalisation d’un anneau en CMC comportant une face interne s’étendant entre une extrémité amont et une extrémité aval suivant une direction axiale,
- la formation sur la face interne de la structure de l’anneau en CMC d’au moins une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion,
- la formation d’une couche externe abradable sur la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion, la couche externe abradable comportant une partie centrale présente entre les extrémités amont et aval de la face interne de l’anneau en CMC suivant la direction axiale et destinée à être en vis-à-vis de sommets d’aubes d’un rotor de turbine,
caractérisé en ce que la couche externe abradable présente une épaisseur variable suivant la direction axiale, des parties amont et aval de la couche externe abradable présentes respectivement au niveau des extrémités amont et aval de la face interne de l’anneau suivant la direction axiale présentant une épaisseur inférieure à l’épaisseur de la partie centrale de la couche externe abradable.
Selon une caractéristique particulière du procédé de l’invention, celui-ci comprend, après la réalisation de la structure d’anneau en CMC et avant la formation de la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion, l’usinage de la face interne de l’anneau en CMC de manière à ce que ladite face interne présente une forme concave suivant la direction axiale, le procédé comprenant en outre, après la formation de la couche externe abradable, l’arasage de ladite couche externe abradable.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, la variation d’épaisseur entre les parties amont et aval et la partie centrale de la couche externe abradable est de préférence d’au moins 60%.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, l’anneau est un anneau fendu en une seule pièce en CMC.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, l’anneau comprend une pluralité de secteurs annulaires en CMC.
La figure 1 est une vue très schématique partielle en demi-coupe axiale montrant une turbine à gaz équipée d’un anneau de turbine en CMC conformément à un mode de réalisation de l’invention,
La figure 2 est une vue partielle en coupe selon le plan II-II de la figure 1,
La figure 3 est une vue partielle en coupe radiale et à échelle agrandie de l’ensemble d’anneau de turbine selon le plan III-III de la figure 2,
La figure 4 est une vue schématique en demi-coupe radiale montrant un ensemble d’anneau de turbine comprenant un anneau de turbine en CMC conformément à un autre mode de réalisation de l’invention,
[Fig. 5A-5E] Les figures 5A à 5E montrent des étapes de fabrication d’un secteur d’anneau de l’anneau de turbine de la figure 4.
Un premier mode de réalisation de l'invention sera décrit en référence aux figures 1 à 3.
La figure 1 illustre une turbine à gaz d’un moteur d’aéronef. Sur la figure 1, sont représentés de façon très schématique, de l'amont vers l'aval suivant une direction axiale DAcorrespondant au sens d'écoulement de flux gazeux dans une turbine à gaz, une chambre de combustion 1, un distributeur de turbine 2 disposé en sortie de la chambre de combustion, une turbine haute- pression (HP) 3, un redresseur de flux 4 et un premier étage d'une turbine basse-pression (BP) 5.
La turbine HP 3 comprend une roue mobile 6 en rotation portant des aubes 7 s’étendant suivant une direction radiale DRet un ensemble d'anneau de turbine.
L'ensemble d'anneau de turbine comprend un anneau de turbine fendu 10 (figure 2), en une seule pièce, en matériau CMC. L'anneau de turbine en CMC 10 est supporté par une structure métallique comprenant des supports annulaires métalliques amont 50 et aval 60 entre lesquels l'anneau 10 est disposé. Plus précisément, les parties latérales de l’anneau 10 s’engagent dans des logements cylindrique formés dans les faces internes 52 et 62 des supports 50 et 60. Les supports métalliques 50 et 60 sont reliés à un carter de turbine 8.
Comme illustré sur la figure 2, l’anneau fendu 10 est fermé par une pièce de fermeture 70 maintenue en position par une lame métallique élastique 71.
Telle qu’illustrée sur la figure 3, la face interne 10a de l’anneau en CMC 10 comprend un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 20 ici en contact avec le CMC de l’anneau 10 et une couche externe abradable 30 présente sur la barrière 20. La couche externe abradable 30 comporte une partie centrale 31 présente entre les extrémités amont et aval 10c et 10d de la face interne 10a de l’anneau de turbine en CMC 10 suivant la direction axiale DA. La partie centrale 31 est en vis-à-vis des sommets 7a des aubes 7 du rotor de turbine 6.
Conformément à l’invention, la couche externe abradable 30 présente une épaisseur variable suivant la direction axiale DA. Plus précisément, les parties amont et aval 32 et 33 de la couche externe abradable 30 présentes respectivement au niveau des extrémités amont 10c et aval 10d de la face interne 10a de l’anneau en CMC 10 suivant la direction axiale DA présentent une épaisseur respectivement E32et E33inférieure à l’épaisseur E31de la partie centrale 31 de la couche abradable 30.
Par conséquent, la couche externe abradable 30 présente une épaisseur réduite au niveau de ses parties amont et aval 32 et 33 qui correspondent aux parties de l’anneau de turbine les moins chaudes en fonctionnement par rapport à la partie centrale 31 qui elle correspond à la partie la plus chaude de l’anneau de turbine en fonctionnement. Les parties 22 et 23 de la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 20 présentes sous les parties amont et aval 32 et 33 de la couche externe abradable 30 sont donc plus exposées à la chaleur du flux gazeux circulant à l’intérieur de l’anneau 10. On augmente ainsi la température de la barrière environnementale 20 dans les parties 22 et 23, ce qui permet de réduire significativement le gradient thermique dans la barrière environnementale suivant la direction axiale DAet d’avoir une température plus homogène sur l’ensemble de la barrière 20. On améliore ainsi le contrôle des propriétés et de la tenue mécanique de la barrière environnementale et, par conséquent, la durée de vie du revêtement de protection constitué de la barrière environnementale 20 et de la couche externe abradable 30. En outre, la couche externe abradable 30 présente une épaisseur plus importante au niveau de la partie centrale 31 qui correspond à la zone en vis-à-vis avec les sommets 7a des aubes 7, à savoir la zone où la réserve de matériau abradable doit être suffisante pour assurer la fonction d’abradable. Cette augmentation d’épaisseur au niveau de la partie centrale de la couche abradable n’est pas pénalisante pour le maintien d’une température homogène dans la barrière environnementale 20 car elle correspond à la zone la plus chaude de l’anneau de turbine.
La variation d’épaisseur entre les parties amont et aval 32 et 33 et la partie centrale 31 de la couche externe abradable 30 est de préférence d’au moins 60%. En effet, une variation de 60% de l’épaisseur de la couche abradable permet de diviser par deux le gradient de température entre le centre et les extrémités amont et aval de la barrière environnementale. Cette variation d’épaisseur permet également de baisser le niveau de chargement mécanique sur l’anneau en CMC.
Un autre mode de réalisation est maintenant décrit en relation avec la figure 4. Dans ce mode de réalisation l’anneau de turbine est formé par une pluralité de secteurs d’anneau 110. La figure 4 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 101 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 150. L'anneau de turbine 101 entoure un ensemble de pales rotatives 107 d’une roue de turbine à gaz d’un moteur d’aéronef comme la turbine illustrée sur la figure 1.
L'anneau de turbine 101 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 110, la figure 4 étant une vue en coupe radiale selon un plan passant entre deux secteurs d'anneaux contigus. La flèche DAindique la direction axiale par rapport à l'anneau de turbine 101 tandis que la flèche DRindique la direction radiale par rapport à l'anneau de turbine 101. Chaque secteur d'anneau 110 a une section sensiblement en forme de pi ou «π» inversé avec une base annulaire 113. Des pattes amont et aval 111, 112 s'étendent à partir de la face externe 113b de la base annulaire 113 dans la direction radiale DR. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux 10 dans la turbine (direction axiale DA). La structure de support d'anneau 150 qui est solidaire d'un carter de turbine 15 comprend une bride radiale amont annulaire 151 et une bride radiale aval annulaire 152. Les pattes 111 et 112 de chaque secteur d'anneau 110 sont montées entre les brides annulaires 151 et 152, les secteurs d'anneau 110 étant maintenus par des pions de blocage 153 et 154 engagés à la fois dans une des brides 151 et 152 de la structure de support d’anneau 150 et dans une des pattes 111 et 112 des secteurs d'anneau 110. En outre, 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 la figure 4).
La face interne 113a de la base annulaire 113 du secteur d’anneau en CMC 110 comprend un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 120 ici en contact avec le CMC du secteur d’anneau 110 et une couche externe abradable 130 présente sur la barrière 120. La couche externe abradable 130 comporte une partie centrale 131 présente entre les extrémités amont et aval 113c et 113d de la face interne 113a du secteur d’anneau en CMC 110 suivant la direction axiale DA. La partie centrale 131 est en vis-à-vis des sommets 107a des aubes 107 du rotor de turbine.
Conformément à l’invention, la couche externe abradable 130 présente une épaisseur variable suivant la direction axiale DA. Plus précisément, les parties amont et aval 132 et 133 de la couche externe abradable 130 présentes respectivement au niveau des extrémités amont 113c et aval 113d de la face interne 113a suivant la direction axiale DAprésentent une épaisseur respectivement E132et E133inférieure à l’épaisseur E131de la partie centrale 131 de la couche abradable 130.
Par conséquent, la couche externe abradable 130 présente une épaisseur réduite au niveau de ses parties amont et aval 132 et 133 qui correspondent aux parties de l’anneau de turbine les moins chaudes en fonctionnement par rapport à la partie centrale 131 qui elle correspond à la partie la plus chaude de l’anneau de turbine en fonctionnement. Les parties 122 et 123 de la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 120 présentes sous les parties amont et aval 132 et 133 de la couche externe abradable 130 sont donc plus exposées à la chaleur du flux gazeux circulant à l’intérieur de l’anneau 101. On augmente ainsi la température de la barrière environnementale 120 dans les parties 122 et 123, ce qui permet de réduire significativement le gradient thermique dans la barrière 120 suivant la direction axiale DAet d’avoir une température plus homogène sur l’ensemble de la barrière environnementale 120. On améliore ainsi le contrôle des propriétés et de la tenue mécanique de la barrière environnementale et, par conséquent, la durée de vie du revêtement de protection constitué de la barrière environnementale 120 et de la couche externe abradable 130. En outre, la couche abradable 130 présente une épaisseur plus importante au niveau de la partie centrale 131 qui correspond à la zone en vis-à-vis avec les sommets 107a des aubes 107, à savoir la zone où la réserve de matériau abradable doit être suffisante pour assurer la fonction d’abradable. Cette augmentation d’épaisseur au niveau de la partie centrale de la couche externe abradable n’est pas pénalisante pour le maintien d’une température homogène dans la barrière environnementale 120 car elle correspond à la zone la plus chaude de l’anneau de turbine.
La variation d’épaisseur entre les parties amont et aval 132 et 133 et la partie centrale 131 de la couche externe abradable 130 est de préférence d’au moins 60%. En effet, une variation de 60% de l’épaisseur de la couche externe abradable permet de diviser par deux le gradient de température entre le centre et les extrémités amont et aval de la barrière environnementale. Cette variation d’épaisseur permet également de baisser le niveau de chargement mécanique sur l’anneau en CMC.
On décrit maintenant en relation avec les figures 5A à 5E, un procédé de fabrication d’un secteur d’anneau en CMC 110 conformément à un mode de réalisation de l’invention.
Comme illustré sur la figure 5A, on réalise tout d’abord un secteur d'anneau 110 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 céramiques, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "Nicalon", ou des fils en fibres de carbone. La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 111 et 112 des secteurs 110. Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755. Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) ou un procédé MI (« Melt Infiltrated », silicium liquide introduit dans la préforme fibreuse par capillarité, la préforme étant préalablement consolidée par une phase CVI) qui sont bien connus en soi. Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572. On obtient alors un secteur d’anneau en CMC 110 comportant une base annulaire 113 s’étendant entre des extrémités amont et aval 113c et 113d et présentant une face interne 113a plane. La face interne 113a est ensuite usinée de manière à ce que ladite face présente une forme concave suivant la direction axiale DA(figure 5B).
On forme sur la face interne 113a exposée une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 120, le revêtement étant ici en contact avec le CMC du secteur d’anneau 110 (figure 5C).
Dans l’étape suivante, on forme une couche externe abradable 130 sur la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion 20 comme illustrée sur la figure 5D. La couche externe abradable 130 est déposée avec une épaisseur constante et présente donc comme la face interne 113a du secteur 110 une forme concave suivant la direction axiale DA.
On procède alors à l’arasage de la couche abradable 130 suivant une ligne droite en pointillée représentée sur la figure 5D. Sur la figure 5E, la couche abradable présente après arasage une face plane 130a. La couche externe abradable 130 comporte en outre une partie centrale 131 ayant une épaisseur supérieure à l’épaisseur des parties amont et aval 132 et 133 de la couche 130 présentes au niveau des extrémités amont et aval 113c et 113d de la face interne 113a du secteur d’anneau en CMC 110 suivant la direction axiale DA.
Le procédé qui vient d’être décrit s’applique également pour la fabrication d’un anneau fendu en une seule pièce en CMC comme l’anneau 10 décrit précédemment.
Selon une variante de mise en œuvre du procédé de fabrication d’un anneau de turbine en CMC de l’invention, la forme concave de la face interne des secteurs d’anneau ou de l’anneau fendu en une seule pièce peut être obtenue par une mise en forme de la préforme fibreuse dans un outillage spécifique avant sa densification par une matrice.
A titre d’exemple non limitatif, l’épaisseur maximale de la couche externe abradable au niveau des parties amont et aval, telles que les parties 32 et 33 ou 132 et 133 décrites ci-avant, peut être d’environ 1 mm.
De même, toujours à titre d’exemple non limitatif, l’épaisseur minimale de la couche externe abradable au niveau de sa partie centrale, telle que la partie centrale 31 ou 131 décrite ci-avant, peut être d’environ 0,3 mm.
De manière classique, la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion ou EBC (de l'anglais « Environnemental Barrier Coating ») peut être du type Si/Mullite/BSAS (où BSAS correspond à un aluminosilicate de baryum et de strontium) tandis que la couche externe abradable peut être en disilicate de terre rare (par exemple Y2S12O7). L’EBC peut être également en disilicate de terre rare. Dans ce cas, la couche externe abradable est réalisée de manière à être plus poreuse que l’EBC. Ces matériaux peuvent être déposés, de façon connue en soi, par des procédés de projection thermique, de dépôt physique en phase vapeur (PVD) ou par des dépôts de barbotines (par exemple par « dip- coating » ou « spray coating »).
Une couche de liaison en silicium peut également être déposée sur la face interne de l’anneau en CMC avant le dépôt de la barrière environnementale.

Claims (12)

  1. Anneau de turbine (10) en matériau composite à matrice céramique (CMC), l’anneau comportant une face interne (10a) s’étendant entre une extrémité amont (10c) et une extrémité aval (10d) suivant une direction axiale (DA), la face interne de l’anneau en CMC comprenant un revêtement de protection comprenant une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (20) et une couche externe abradable (30) présente sur la barrière, la couche externe abradable comportant une partie centrale (31) présente entre les extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau (10) suivant la direction axiale (DA) et destinée à être en vis-à-vis de sommets (7a) d’aubes (7) d’un rotor de turbine,
    caractérisé en ce que la couche externe abradable (30) présente une épaisseur variable suivant la direction axiale, des parties amont et aval (32, 33) de la couche externe abradable présentes respectivement au niveau des extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau en CMC (10) suivant la direction axiale (DA) présentant une épaisseur (E32, E33) inférieure à l’épaisseur (E31) de la partie centrale (31) de la couche externe abradable (30).
  2. Anneau selon la revendication 1, dans lequel la variation d’épaisseur entre les parties amont et aval (32, 33) et la partie centrale (31) de la couche externe abradable (30) est d’au moins 60%.
  3. Anneau selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’anneau (10) est un anneau fendu en une seule pièce en CMC.
  4. Anneau selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’anneau (101) comprend une pluralité de secteurs annulaires en CMC (110).
  5. Turbine à gaz pour moteur aéronautique comprenant un anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 4.
  6. Moteur aéronautique comprenant une turbine à gaz selon la revendication 5.
  7. Aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs selon la revendication 6.
  8. Procédé de fabrication d’un anneau de turbine (10) en matériau composite à matrice céramique (CMC), le procédé comprenant :
    - la réalisation d’un anneau en CMC (10) comportant une face interne (10a) s’étendant entre une extrémité amont (10c) et une extrémité aval (10d) suivant une direction axiale (DA),
    - la formation sur la face interne (10a) de la structure de l’anneau en CMC (10) d’au moins une barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (20),
    - la formation d’une couche externe abradable (30) sur la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (20), la couche externe abradable comportant une partie centrale (31) présente entre les extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau en CMC (10) suivant la direction axiale (DA) et destinée à être en vis-à-vis de sommets (7a) d’aubes (7) d’un rotor de turbine,
    caractérisé en ce que la couche externe abradable (30) présente une épaisseur variable suivant la direction axiale, des parties amont et aval (32, 33) de la couche externe abradable (30) présentes respectivement au niveau des extrémités amont et aval (10c, 10d) de la face interne (10a) de l’anneau (10) suivant la direction axiale (DA) présentant une épaisseur (E32, E33) inférieure à l’épaisseur (E31) de la partie centrale (31) de la couche externe abradable (30).
  9. Procédé selon la revendication 8, comprenant, après la réalisation de l’anneau en CMC (101) et avant la formation de la barrière environnementale contre l’oxydation et la corrosion (120), l’usinage de la face interne (113a) de l’anneau en CMC de manière à ce que ladite face interne présente une forme concave suivant la direction axiale (DA), le procédé comprenant en outre, après la formation de la couche externe abradable (130), l’arasage de ladite couche externe abradable.
  10. Procédé selon la revendication 8 ou 9, dans lequel la variation d’épaisseur entre les parties amont et aval (32, 33) et la partie centrale (31) de la couche externe abradable (30) est d’au moins 60%.
  11. Procédé selon l’une quelconque des revendications 8 à 10, dans lequel l’anneau (10) est un anneau fendu en une seule pièce en CMC.
  12. Procédé selon l’une quelconque des revendications 8 à 10, dans lequel l’anneau (101) comprend une pluralité de secteurs annulaires en CMC (110).
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