FR3107725A1 - Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an outer shell and a bladed stator ring surrounded by this shell - Google Patents
Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an outer shell and a bladed stator ring surrounded by this shell Download PDFInfo
- Publication number
- FR3107725A1 FR3107725A1 FR2001931A FR2001931A FR3107725A1 FR 3107725 A1 FR3107725 A1 FR 3107725A1 FR 2001931 A FR2001931 A FR 2001931A FR 2001931 A FR2001931 A FR 2001931A FR 3107725 A1 FR3107725 A1 FR 3107725A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- stator
- radially outer
- assembly
- crown
- radially
- 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
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 11
- 210000002105 tongue Anatomy 0.000 claims description 34
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 5
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 4
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 14
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 10
- 239000000463 material Substances 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000002513 implantation Methods 0.000 description 2
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 2
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
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
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
-
- 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
- F05D2240/55—Seals
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
L’invention se rapporte à un ensemble (20) de stator de turbomachine d’aéronef, l’ensemble comprenant une virole radialement externe (18) ainsi qu’une couronne de stator (14) comportant une pluralité d’aubes (26), la couronne (14) étant entourée par la virole radialement externe (18) et l’ensemble étant configuré pour permettre la mise en position de la couronne (14) dans la virole (18) par déplacement axial des aubes (26). Selon l’invention, l’ensemble comporte au moins une languette ondulée d’étanchéité (74) contrainte radialement entre la virole (18) et la couronne (14), la languette (74) présentant des sommets arrondis (76, 78) se succédant axialement ou radialement. Figure pour l’abrégé : Fig. 2The invention relates to an aircraft turbomachine stator assembly (20), the assembly comprising a radially outer shell (18) and a stator ring (14) comprising a plurality of blades (26), the ring (14) being surrounded by the radially outer shell (18) and the assembly being configured to allow the positioning of the ring (14) in the shell (18) by axial displacement of the blades (26). According to the invention, the assembly comprises at least one corrugated sealing tongue (74) constrained radially between the ferrule (18) and the crown (14), the tongue (74) having rounded tops (76, 78) axially or radially succeeding. Figure for the abstract: Fig. 2
Description
La présente invention se rapporte à une turbomachine d’aéronef, de préférence du type turboréacteur ou turbopropulseur.The present invention relates to an aircraft turbomachine, preferably of the turbojet or turboprop type.
Plus particulièrement, l’invention concerne l’étanchéité entre une couronne de stator, et une virole radialement externe entourant cette couronne. Par exemple, l’ensemble formé par la virole radialement externe, et la couronne aubagée de stator, est destiné à équiper un compresseur de la turbomachine. Mais préférentiellement, cet ensemble de stator forme un distributeur d’une turbine de la turbomachine, tel que cela est par exemple décrit dans le document FR 3000521 A1.More particularly, the invention relates to the seal between a stator crown and a radially outer shroud surrounding this crown. For example, the assembly formed by the radially outer shroud, and the bladed stator crown, is intended to equip a compressor of the turbomachine. But preferably, this stator assembly forms a distributor of a turbine of the turbomachine, as described for example in document FR 3000521 A1.
État de la technique antérieureState of the prior art
Certains ensembles présentent une conception qui requiert un déplacement axial des aubes de stator, pour leur implantation dans une virole radialement externe destinée à recevoir la couronne aubagée formée par ces aubes. Une telle situation se produit par exemple dans le cas d’une couronne de stator réalisée dans un matériau composite à matrice céramique, ci-après désigné par l’expression «matériauCMC» ou «CMC», ce matériau comprenant généralement un renfort fibreux et une matrice céramique, ou partiellement céramique. A titre de rappel, le CMC est un composite thermostructural capable de résister à des contraintes thermiques relativement élevées et ayant une masse volumique relativement faible, en particulier inférieure à celle des matériaux métalliques traditionnellement utilisés pour réaliser des composants de turbine et de compresseur de turbomachine. La résistance mécanique de la couronne de stator peut être renforcée par la présence d’un ou plusieurs éléments structuraux, par exemple métalliques, traversant chacun une aube de la couronne. Ces éléments structuraux sont destinés à être introduits dans les aubes, en passant à travers la virole externe, via un mouvement radial allant de l’extérieur vers l’intérieur vis-à-vis de l’axe central longitudinal de l’ensemble.Some assemblies have a design which requires an axial displacement of the stator vanes, for their implantation in a radially outer shroud intended to receive the bladed crown formed by these vanes. Such a situation occurs for example in the case of a stator crown made of a composite material with a ceramic matrix, hereinafter referred to by the expression “CMC material” or “CMC”, this material generally comprising a fibrous reinforcement and a ceramic matrix, or partially ceramic. As a reminder, CMC is a thermostructural composite capable of withstanding relatively high thermal stresses and having a relatively low density, in particular lower than that of the metallic materials traditionally used to produce turbine and turbomachine compressor components. The mechanical strength of the stator crown can be reinforced by the presence of one or more structural elements, for example metal, each passing through a blade of the crown. These structural elements are intended to be introduced into the blades, passing through the outer shroud, via a radial movement going from the outside to the inside with respect to the central longitudinal axis of the assembly.
Dans la réalisation qui vient d’être décrite, ainsi que dans d’autres types de conception, il est donc préféré, voire parfois nécessaire, d’effectuer un déplacement axial des aubes de stator pour permettre leur implantation dans la virole radialement externe. Cela empêche l’adoption d’une solution classique d’étanchéité entre la virole externe et la couronne de stator, qui consiste à prévoir entre ces deux éléments des languettes d’étanchéité droites, orientées orthogonalement à l’axe central longitudinal.In the embodiment which has just been described, as well as in other types of design, it is therefore preferred, and even sometimes necessary, to carry out an axial displacement of the stator vanes to allow their implantation in the radially outer shroud. This prevents the adoption of a conventional sealing solution between the outer shroud and the stator crown, which consists in providing between these two elements straight sealing tabs, oriented orthogonally to the central longitudinal axis.
Or l’absence de moyens d’étanchéité entre la virole radialement externe, et la couronne aubagée de stator, conduit à des fuites sur la veine qui pénalisent les performances globales de la turbomachine.However, the absence of sealing means between the radially outer shroud and the bladed stator crown leads to leaks on the stream which penalize the overall performance of the turbomachine.
L’invention a donc pour but de répondre à l’inconvénient décrit ci-dessus, relatif à l’art antérieur.The object of the invention is therefore to respond to the drawback described above, relating to the prior art.
Pour ce faire, l’invention a tout d’abord pour objet un ensemble de stator de turbomachine d’aéronef, l’ensemble comprenant une virole radialement externe s’étendant autour d’un axe central longitudinal de l’ensemble, ainsi qu’une couronne de stator comportant une pluralité d’aubes de stator qui se succèdent circonférentiellement autour de l’axe central longitudinal, la couronne de stator étant entourée par la virole radialement externe, l’ensemble étant configuré pour permettre la mise en position de la couronne dans la virole radialement externe, par déplacement axial des aubes de stator relativement à la virole radialement externe, l’ensemble comprenant également des moyens de fixation de la couronne de stator sur la virole radialement externe.To do this, the invention firstly relates to an aircraft turbomachine stator assembly, the assembly comprising a radially outer shroud extending around a central longitudinal axis of the assembly, as well as a stator crown comprising a plurality of stator vanes which follow one another circumferentially around the central longitudinal axis, the stator crown being surrounded by the radially outer shroud, the assembly being configured to allow the positioning of the crown in the radially outer shroud, by axial displacement of the stator vanes relative to the radially outer shroud, the assembly also comprising means for fixing the stator crown to the radially outer shroud.
Selon l’invention,l’ensemble comporte en outre au moins une languette ondulée d’étanchéité contrainte radialement entre la virole radialement externe et la couronne de stator, la languette ondulée d’étanchéité présentant des sommets arrondis se succédant axialement ou radialement.According to the invention, the assembly further comprises at least one corrugated sealing tab radially constrained between the radially outer shroud and the stator crown, the corrugated sealing tab having rounded peaks succeeding axially or radially.
L’invention apporte ainsi une solution simple et performante capable de procurer une étanchéité satisfaisante entre la virole radialement externe, et la couronne de stator. La forme ondulée de la languette d’étanchéité facilite sa mise en compression pour son introduction dans un espace annulaire entre les deux éléments de l’ensemble à étancher. Par conséquent, la forme spécifique de cette languette d’étanchéité se trouve parfaitement adaptée pour assurer son installation dans l’ensemble de stator, après que la couronne ait été introduite par déplacement axial dans la virole radialement externe.The invention thus provides a simple and effective solution capable of providing satisfactory sealing between the radially outer shroud and the stator crown. The wavy shape of the sealing tongue facilitates its compression for its introduction into an annular space between the two elements of the assembly to be sealed. Consequently, the specific shape of this sealing tongue is perfectly adapted to ensure its installation in the stator assembly, after the ring gear has been introduced by axial displacement into the radially outer shroud.
Le renforcement de l’étanchéité procurée par la languette ondulée contribue à limiter les fuites sur la veine, et participe donc à améliorer les performances globales de la turbomachine.The reinforcement of the seal provided by the corrugated tongue helps to limit leaks on the vein, and therefore contributes to improving the overall performance of the turbomachine.
La forme ondulée de la languette d’étanchéité permet non seulement de faciliter son introduction dans l’ensemble de stator, mais permet également d’absorber les éventuels déplacements relatifs radiaux entre la virole radialement externe, et la couronne de stator. De tels déplacements sont par exemple observés en fonctionnement, lorsque la couronne de stator est réalisée en CMC, et que la virole radialement externe est métallique. En effet, un matériau CMC a typiquement un coefficient de dilatation thermique environ trois fois inférieur à celui des alliages métalliques habituellement utilisés pour les viroles radialement externes des distributeurs de turbine. La dilatation thermique différentielle entre ces deux éléments entraîne ainsi une modification des jeux radiaux, qui demeurent néanmoins obturés en permanence par la languette ondulée capable de se déformer élastiquement en conséquence, tout en procurant l’étanchéité souhaitée.The wavy shape of the sealing tongue not only makes it easier to insert into the stator assembly, but also makes it possible to absorb any relative radial displacements between the radially outer shroud and the stator crown. Such displacements are for example observed in operation, when the stator ring is made of CMC, and the radially outer shroud is metallic. Indeed, a CMC material typically has a coefficient of thermal expansion approximately three times lower than that of the metal alloys usually used for the radially outer shrouds of turbine nozzles. The differential thermal expansion between these two elements thus leads to a modification of the radial clearances, which nevertheless remain permanently closed by the corrugated tongue capable of deforming elastically as a result, while providing the desired seal.
Préférentiellement, l’invention prévoit par ailleurs au moins l’une des caractéristiques additionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.Preferably, the invention also provides at least one of the following additional characteristics, taken in isolation or in combination.
De préférence, la languette ondulée présente des sommets arrondis se succédant axialement, parmi lesquels au moins un sommet radialement interne en appui sur la couronne de stator, et au moins un sommet radialement externe en appui sur la virole radialement externe.Preferably, the corrugated tongue has rounded vertices that follow one another axially, including at least one radially inner vertex resting on the stator crown, and at least one radially outer vertex resting on the radially outer shroud.
De préférence, la languette ondulée d’étanchéité présente une branche d’extrémité axiale formant un organe de butée axiale pour la languette, la branche d’extrémité axiale s’étendant de préférence orthogonalement ou sensiblement orthogonalement à l’axe central longitudinal de l’ensemble.Preferably, the corrugated sealing tongue has an axial end branch forming an axial abutment member for the tongue, the axial end branch preferably extending orthogonally or substantially orthogonal to the central longitudinal axis of the together.
De préférence, la branche d’extrémité axiale de la languette présente une partie radialement externe en regard axialement d’une extrémité axiale de la virole radialement externe.Preferably, the axial end branch of the tab has a radially outer part facing axially from an axial end of the radially outer shroud.
De préférence, la languette ondulée d’étanchéité est agencée à une extrémité aval de l’ensemble. Alternativement, elle pourrait être agencée à une extrémité amont de l’ensemble, sans sortir du cadre de l’invention.Preferably, the corrugated sealing tab is arranged at a downstream end of the assembly. Alternatively, it could be arranged at an upstream end of the assembly, without departing from the scope of the invention.
De préférence, l’ensemble comporte au moins un élément structural fixé sur la virole radialement externe et traversant une aube de stator de la couronne, l’élément structural formant de préférence un canal radial d’acheminement d’air de ventilation à travers ladite aube, et cet élément structural étant de préférence réalisé dans un matériau métallique.Preferably, the assembly comprises at least one structural element fixed to the radially outer shroud and passing through a stator vane of the crown, the structural element preferably forming a radial channel for conveying ventilation air through said vane , and this structural element preferably being made of a metallic material.
De préférence, la couronne de stator est réalisée dans un matériau composite à matrice céramique, de préférence à partir de plusieurs secteurs de couronne qui se succèdent circonférentiellement autour de l’axe central longitudinal, chaque secteur de couronne comprenant une plateforme radialement externe, une plateforme radialement interne, ainsi qu’une ou plusieurs aubes de stator solidaires des plateformes radialement externe et interne.Preferably, the stator crown is made of a composite material with a ceramic matrix, preferably from several crown sectors which follow one another circumferentially around the longitudinal central axis, each crown sector comprising a radially external platform, a platform radially inner, as well as one or more stator vanes secured to the radially outer and inner platforms.
De préférence, l’ensemble comprend une unique languette ondulée d’étanchéité s’étendant sur 360° ou sur sensiblement 360° en étant fendue, ou bien cet ensemble comporte une pluralité de languettes ondulées d’étanchéité qui se succèdent circonférentiellement autour de l’axe central longitudinal.Preferably, the assembly comprises a single corrugated sealing tongue extending over 360° or over substantially 360° by being split, or else this assembly comprises a plurality of corrugated sealing tongues which follow one another circumferentially around the longitudinal central axis.
L’invention a également pour objet une turbine pour turbomachine d’aéronef comprenant au moins un tel ensemble de stator, la turbine comportant une roue mobile d’aubes agencée en regard axialement de la couronne de stator, la roue mobile d’aubes étant entourée d’un anneau de stator portant un revêtement abradable en regard radialement d’une extrémité des aubes de la roue mobile, et la partie radialement externe de la branche d’extrémité axiale de la languette ondulée d’étanchéité est également agencée axialement en regard ou en appui contre une extrémité axiale de l’anneau de stator. Une réalisation similaire au sein d’un compresseur de la turbomachine peut également être envisagée, sans sortir du cadre de l’invention.The invention also relates to a turbine for an aircraft turbomachine comprising at least one such stator assembly, the turbine comprising a moving blade wheel arranged axially opposite the stator crown, the moving blade wheel being surrounded of a stator ring carrying an abradable coating facing radially from one end of the blades of the impeller, and the radially outer part of the axial end branch of the corrugated sealing tongue is also arranged axially facing or bearing against an axial end of the stator ring. A similar embodiment within a compressor of the turbomachine can also be envisaged, without departing from the scope of the invention.
L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comportant au moins un tel ensemble de stator, ou au moins une telle turbine.The invention also relates to an aircraft turbine engine comprising at least one such stator assembly, or at least one such turbine.
Enfin, l’invention a pour objet un procédé d’assemblage d’un tel ensemble de stator, comportant les étapes suivantes:Finally, the subject of the invention is a method for assembling such a stator assembly, comprising the following steps:
- mise en position de la couronne de stator dans la virole radialement externe, par déplacement axial des aubes de stator relativement à la virole radialement externe;- Positioning of the stator crown in the radially outer shroud, by axial displacement of the stator vanes relative to the radially outer shroud;
- fixation de la couronne de stator sur la virole radialement externe; et- Fixing of the stator crown on the radially outer shroud; And
- mise en compression de la languette ondulée d’étanchéité, afin de l’introduire entre la couronne de stator et la virole radialement externe.- compression of the corrugated sealing tab, in order to insert it between the stator crown and the radially outer shroud.
D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit.Other advantages and characteristics of the invention will appear on reading the detailed, non-limiting description which follows.
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :The following detailed description refers to the attached drawings in which:
Description détaillée de modes de réalisationDetailed Description of Embodiments
Les figures comprennent un référentielL, R etC définissant respectivement des directions longitudinale, radiale et circonférentielle orthogonales entre elles.The figures include a referential L, R and C respectively defining longitudinal, radial and circumferential directions orthogonal to each other.
Il est représenté sur la figure1 un turboréacteur1 d’aéronef, présentant de préférence une conception du type à double corps et à double flux.There is shown in Figure 1 an aircraft turbojet 1, preferably having a design of the double body and turbofan type.
Par la suite, les termes «amont» et «aval» sont définis par rapport à une direction principaleD1 d’écoulement des gaz à travers le turboréacteur 1, lorsque celui-ci est propulsé. La directionD1 est parallèle à la direction longitudinaleL, et également parallèle à un axe central longitudinalA1 autour duquel s’étendent ses différents composants. En l’occurrence, de l’amont vers l’aval du turboréacteur1, il s’agit d’une soufflante4, d’un compresseur basse pression5, d’un compresseur haute pression6, d’une chambre de combustion7, d’une turbine haute pression8 et d’une turbine basse pression9.Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to a main direction D1 of gas flow through the turbojet engine 1, when the latter is powered. The direction D1 is parallel to the longitudinal direction L, and also parallel to a central longitudinal axis A1 around which its various components extend. In this case, from upstream to downstream of the turbojet1, it is a fan4, a low pressure compressor5, a high pressure compressor6, a combustion chamber7, a turbine high pressure8 and a low pressure9 turbine.
Lors du fonctionnement du turboréacteur1, un écoulement d’air10 pénètre dans le turboréacteur1 par une entrée d’air 3, traverse la soufflante4, puis se divise en un flux primaire10A central et un flux secondaire10B. Le flux primaire10A s’écoule dans une veine principale11A de circulation des gaz traversant les compresseurs5 et6, la chambre de combustion7, et les turbines8 et9. Le flux secondaire10B s’écoule quant à lui dans une veine secondaire11B entourant la veine principale 11A, également dite veine primaire.During operation of the turbojet1, an airflow10 enters the turbojet1 through an air inlet 3, passes through the fan4, then splits into a central primary flow10A and a secondary flow10B. The primary flow10A flows in a main gas flow stream11A passing through the compressors5 and6, the combustion chamber7, and the turbines8 and9. The secondary flow 10B flows in a secondary vein 11B surrounding the main vein 11A, also called the primary vein.
De manière connue en soi, une turbine telle que la turbine haute pression8 ou la turbine basse pression9 comporte un ou plusieurs étages, chaque étage comprenant un distributeur, aussi appelé couronne aubagée de stator, ainsi qu’une roue mobile agencée directement en aval de la couronne. La couronne d’un étage comprend des aubes statoriques configurées pour dévier le flux primaire10A provenant de la chambre de combustion7 vers les aubes de la roue mobile du même étage, de manière à entraîner cette roue mobile en rotation. Pour chacune des turbines8 et9, le ou les distributeurs forment un stator de la turbine, tandis que la ou les roues mobiles forment un rotor de la turbine. Dans ce qui suit, l’invention va être décrite dans un cas d’implantation au sein d’une turbine, mais alternativement, elle pourrait être implantée de manière identique ou similaire au sein d’un compresseur de la turbomachine, sans sortir du cadre de l’invention.In a manner known per se, a turbine such as the high pressure turbine 8 or the low pressure turbine 9 comprises one or more stages, each stage comprising a distributor, also called a bladed stator crown, as well as a mobile wheel arranged directly downstream of the crown. The crown of a stage comprises stator vanes configured to deflect the primary flow10A coming from the combustion chamber7 towards the vanes of the impeller of the same stage, so as to drive this impeller in rotation. For each of the turbines 8 and 9, the distributor or distributors form a stator of the turbine, while the moving wheel or wheels form a rotor of the turbine. In what follows, the invention will be described in a case of installation within a turbine, but alternatively, it could be installed in an identical or similar manner within a compressor of the turbomachine, without departing from the scope of the invention.
En référence à présent à la figure 2, il est montré le premier étage 12 de la turbine basse pression 9, avec sa couronne aubagée de stator 14 formant distributeur, et sa roue mobile adjacente 16.Referring now to Figure 2, there is shown the first stage 12 of the low pressure turbine 9, with its bladed stator crown 14 forming a distributor, and its adjacent moving wheel 16.
La couronne de stator 14 est entourée d’une virole radialement externe 18, pour former un ensemble 20 propre à l’invention, centré sur l’axe central longitudinal A1. Plus précisément, la couronne 14 et la virole 18 sont chacune centrées sur l’axe A1.The stator crown 14 is surrounded by a radially outer ferrule 18, to form an assembly 20 specific to the invention, centered on the central longitudinal axis A1. More precisely, crown 14 and ferrule 18 are each centered on axis A1.
La virole radialement externe 18 est montée sur un carter de turbine 19. Pour ce faire, la virole 18 présente deux extrémités axiales opposées, chacune en forme de crochet coopérant avec des parties de carter 19. Cette virole radialement externe, de préférence métallique, s’étend sur 360° ou sensiblement 360°, par exemple en étant fendue. Alternativement, elle est réalisée par des secteurs angulaires de virole qui sont agencés bout-à-bout de manière étanche dans la direction circonférentielle C.The radially outer shroud 18 is mounted on a turbine casing 19. To do this, the shroud 18 has two opposite axial ends, each in the form of a hook cooperating with parts of the casing 19. This radially outer shroud, preferably metallic, is extends over 360° or substantially 360°, for example by being split. Alternatively, it is made by angular shell sectors which are arranged end-to-end in a sealed manner in the circumferential direction C.
Au sein de l’ensemble de stator 20, la virole radialement externe 18 entoure donc la couronne aubagée 14, formant distributeur. Cette couronne 14 comprend une virole aérodynamique externe 22 délimitant la veine principale 11A radialement vers l’extérieur. Elle comporte aussi une virole aérodynamique interne 24 délimitant la veine principale 11A radialement vers l’intérieur. De plus, la couronne 14 est équipée d’aubes de stator 26 agencées entre les deux viroles 22, 24, et solidarisées à celles-ci. Par conséquent, les aubes de stator 26 se succèdent circonférentiellement autour de l’axe A1, pour former une rangée annulaire d’aubes de stator 26. A cet égard, il est noté que les aubes 26 s’étendent ici radialement vers l’extérieur au-delà de la virole aérodynamique externe 22 de la couronne 14, jusqu’à contacter la virole radialement externe 18 de l’ensemble 20, pour une fixation sur celle-ci.Within the stator assembly 20, the radially outer shroud 18 therefore surrounds the bladed crown 14, forming a distributor. This crown 14 comprises an outer aerodynamic shroud 22 delimiting the main vein 11A radially outwards. It also comprises an internal aerodynamic shroud 24 delimiting the main vein 11A radially inwards. In addition, the crown 14 is equipped with stator vanes 26 arranged between the two ferrules 22, 24, and secured to them. Consequently, the stator vanes 26 follow each other circumferentially around the axis A1, to form an annular row of stator vanes 26. In this respect, it is noted that the vanes 26 here extend radially outwards. beyond the outer aerodynamic shroud 22 of the crown 14, until contacting the radially outer shroud 18 of the assembly 20, for attachment thereto.
De manière similaire, l’ensemble 20 comporte une virole radialement interne 28, centrée sur l’axe A1, et de préférence également réalisée dans un matériau métallique. Les aubes 26 s’étendent radialement vers l’intérieur au-delà de la virole aérodynamique interne 24 de la couronne 14, jusqu’à contacter la virole radialement interne 28 de l’ensemble 20. En d’autres termes, dans ce mode de réalisation préféré de l’invention, les deux viroles aérodynamiques externe 22 et interne 24 se trouvent logées dans l’espace délimité radialement entre les deux viroles externe 18 et interne 28.Similarly, the assembly 20 comprises a radially internal shroud 28, centered on the axis A1, and preferably also made of a metallic material. The vanes 26 extend radially inwards beyond the inner aerodynamic shroud 24 of the crown 14, until they contact the radially inner shroud 28 of the assembly 20. In other words, in this mode of preferred embodiment of the invention, the two outer 22 and inner 24 aerodynamic shrouds are housed in the space delimited radially between the two outer 18 and inner 28 shrouds.
La couronne 14 peut être réalisée d’une seule pièce, c’est-à-dire d’une seul tenant, ou préférentiellement par l’assemblage de plusieurs pièces. En particulier, il peut être prévu plusieurs secteurs angulaires de couronne 14a agencés bout-à-bout selon la direction circonférentielle C. Dans ce cas de figure, chaque secteur de couronne 14a comporte alors une plateforme aérodynamique radialement externe 22a, une plateforme aérodynamique radialement interne 24a, ainsi qu’une ou plusieurs aubes de stator 26 solidaires des plateformes 22a, 24a. Les plateformes 22a des secteurs de couronne 14a forment conjointement la virole aérodynamique externe 22 de délimitation radiale externe de la veine 11A, tandis que les plateformes 24a des secteurs de couronne 14a forment conjointement la virole aérodynamique interne 24 de délimitation radiale interne de la veine 11A. Pour assurer l’étanchéité entre les plateformes 22a, 24a directement consécutives selon la direction C, il est prévu aux interfaces des languettes circonférentielles d’étanchéité 30.The crown 14 can be made in one piece, that is to say in one piece, or preferably by assembling several parts. In particular, there may be several angular crown sectors 14a arranged end-to-end in the circumferential direction C. In this case, each crown sector 14a then comprises a radially outer aerodynamic platform 22a, a radially inner aerodynamic platform 24a, as well as one or more stator vanes 26 integral with the platforms 22a, 24a. The platforms 22a of the crown sectors 14a together form the outer aerodynamic shroud 22 for the outer radial delimitation of the vein 11A, while the platforms 24a of the crown sectors 14a jointly form the inner aerodynamic shroud 24 for the inner radial delimitation of the vein 11A. To ensure sealing between the platforms 22a, 24a directly consecutive in direction C, circumferential sealing tabs 30 are provided at the interfaces.
Par exemple, chaque secteur angulaire de couronne 14a s’étend sur une étendue angulaire de l’ordre de quelques degrés, jusqu’à par exemple 45°. Comme évoqué précédemment, chaque secteur 14a peut ne comporter qu’une unique aube de stator 26, et présenter de ce fait une étendue angulaire particulièrement restreinte.For example, each crown angular sector 14a extends over an angular extent of the order of a few degrees, up to, for example, 45°. As mentioned previously, each sector 14a may comprise only a single stator vane 26, and therefore have a particularly restricted angular extent.
La couronne de stator 14, ou chacun de ses secteurs 14a, est réalisé en CMC. En raison de sa capacité à résister à des contraintes thermiques élevées, un tel matériau permet de réduire la quantité d’air de ventilation utilisée par rapport à une réalisation métallique, ce qui permet d’améliorer les performances de la turbomachine.The stator crown 14, or each of its sectors 14a, is made of CMC. Due to its ability to withstand high thermal stresses, such a material makes it possible to reduce the amount of ventilation air used compared to a metal construction, which improves the performance of the turbomachine.
Pour permettre la reprise des efforts de veine, une ou plusieurs des aubes de stator 26 des secteurs de couronne 14a sont traversées par un élément structural 32, également dénommé mât structural ou chemise. De préférence, chacune de ces aubes 26 présente un logement interne 34 de forme complémentaire, traversé par un élément structural creux 32 formant un canal radial 36 d’acheminement d’air de ventilation à travers l’aube associée.To allow the resumption of the vein forces, one or more of the stator vanes 26 of the crown sectors 14a are traversed by a structural element 32, also called structural mast or sleeve. Preferably, each of these blades 26 has an internal housing 34 of complementary shape, crossed by a hollow structural element 32 forming a radial channel 36 for routing ventilation air through the associated blade.
L’élément structural creux 32, de préférence métallique, comprend une extrémité radialement externe 41 formant une plateforme, un corps 42 relié à la plateforme 41 et comprenant, radialement à l’opposé de la plateforme 41, une extrémité radialement interne 43 de l’élément structural 32.The hollow structural element 32, preferably metallic, comprises a radially outer end 41 forming a platform, a body 42 connected to the platform 41 and comprising, radially opposite the platform 41, a radially inner end 43 of the structural element 32.
En référence conjointement aux figures 2 et 3, le corps 42 de l’élément structural 32 dispose d’une forme sensiblement évasée selon la direction radiale R, en présentant des dimensions longitudinale et circonférentielle plus importantes au niveau de la plateforme 41 qu’au niveau de l’extrémité radialement interne 43.Referring jointly to Figures 2 and 3, the body 42 of the structural element 32 has a substantially flared shape in the radial direction R, presenting greater longitudinal and circumferential dimensions at the level of the platform 41 than at the level of the radially inner end 43.
L’élément structural 32 est fixé à la virole radialement externe 18 et au secteur de couronne 14a à l’aide de moyens de fixation 52, par exemple des vis. Pour ce faire, la virole 18 est enserrée radialement entre la plateforme 41 de l’élément structural 32, et l’extrémité radiale en saillie des aubes 26 dans lesquelles les vis 52 sont vissées. La tête 51 de l’une ou de plusieurs vis 52 peut alors être en appui radial sur une partie de la plateforme 41, par exemple un bossage de celle-ci, tandis que ces mêmes vis 52 traversent des trous de passage ménagés dans cette plateforme 41.The structural element 32 is fixed to the radially outer shroud 18 and to the crown sector 14a using fixing means 52, for example screws. To do this, the shroud 18 is clamped radially between the platform 41 of the structural element 32, and the projecting radial end of the vanes 26 into which the screws 52 are screwed. The head 51 of one or more screws 52 can then rest radially on a part of the platform 41, for example a boss thereof, while these same screws 52 pass through passage holes made in this platform. 41.
Les vis de montage 52 permettent ainsi la fixation des secteurs de couronne 14a intérieurement sur la virole externe 18, portée par les éléments de carter de turbine 19.The mounting screws 52 thus allow the crown sectors 14a to be fixed internally on the outer shroud 18, carried by the turbine casing elements 19.
Chaque élément structural creux 32 traverse son aube associée 26 en étant disposé dans le logement interne 34 de celle-ci. En effet, l’aube 26 présente un profil creux formant le logement interne 34, qui débouche en une extrémité radialement interne et en une extrémité radialement externe de cette aube 26. Le logement interne 34 a une forme qui correspond sensiblement à celle du corps 42 de l’élément structural 32, de sorte que ce dernier épouse sensiblement le logement interne 34 de l’aube 26. Bien entendu, les dimensions relatives du logement interne 34 de l’aube 26, et celles du corps 42 de l’élément structural 32, sont telles que ces pièces puissent se déplacer l’une par rapport à l’autre selon une amplitude limitée, dans la direction radiale R, sous l’effet de leur dilatation thermique différentielle.Each hollow structural element 32 passes through its associated blade 26 while being disposed in the internal housing 34 thereof. Indeed, the blade 26 has a hollow profile forming the internal housing 34, which emerges at a radially internal end and at a radially external end of this blade 26. The internal housing 34 has a shape which corresponds substantially to that of the body 42 of the structural element 32, so that the latter substantially matches the internal housing 34 of the blade 26. Of course, the relative dimensions of the internal housing 34 of the blade 26, and those of the body 42 of the structural element 32, are such that these parts can move relative to each other according to a limited amplitude, in the radial direction R, under the effect of their differential thermal expansion.
La virole radialement externe 18 comprend également une ouverture 62 dont la forme correspond sensiblement à celle d’une portion radialement externe du corps 42 de l’élément structural 32. Son corps 42 traverse l’ouverture 62 de la virole externe 18, de sorte que sa plateforme 41 soit en appui radial contre une surface externe de la virole radialement externe 18. De plus, son extrémité radialement interne 43 coopère avec la virole radialement interne 28, via un épaulement 64 en appui axial sur une surface radialement externe de la virole interne 28.The radially outer shroud 18 also includes an opening 62 whose shape corresponds substantially to that of a radially outer portion of the body 42 of the structural element 32. Its body 42 passes through the opening 62 of the outer shroud 18, so that its platform 41 is in radial support against an outer surface of the radially outer shroud 18. In addition, its radially inner end 43 cooperates with the radially inner shroud 28, via a shoulder 64 in axial support on a radially outer surface of the inner shroud 28.
Grâce à cet agencement, de l’air de ventilation 66, par exemple en provenance du compresseur 5, 6 ou de la veine secondaire 11B, peut être acheminé par un canal 68 du carter 19, pour ensuite rejoindre le canal 36 radialement en regard. L’air de ventilation est ensuite injecté par l’extrémité radialement interne 43 de l’élément structural creux 32, dans une cavité de ventilation interne 70 délimitée radialement vers l’extérieur par la virole interne 28. Cette cavité interne 70, centrée sur l’axe A1, permet de refroidir les éléments de turbomachine environnants, comme les éléments constitutifs de la virole interne 26, ou encore les disques des roues mobiles de turbine. La circulation de l’air de ventilation permet également de refroidir les aubes de stator 26, lors du passage de cet air par le corps 42 de l’élément structural creux 32.Thanks to this arrangement, ventilation air 66, for example coming from the compressor 5, 6 or from the secondary stream 11B, can be routed through a channel 68 of the casing 19, to then join the channel 36 radially opposite. The ventilation air is then injected through the radially internal end 43 of the hollow structural element 32, into an internal ventilation cavity 70 delimited radially towards the outside by the internal shroud 28. This internal cavity 70, centered on the axis A1, allows the surrounding turbomachine elements to be cooled, such as the constituent elements of the inner shroud 26, or even the discs of the mobile turbine wheels. The circulation of the ventilation air also makes it possible to cool the stator vanes 26, during the passage of this air through the body 42 of the hollow structural element 32.
L’une des particularités de l’invention réside dans la présence d’une languette ondulée d’étanchéité 74 entre la surface radialement extérieure de la virole aérodynamique radialement externe 22, et la surface radialement intérieure de la virole externe 18. La languette 74 est ici agencée au niveau d’une extrémité axiale aval de l’ensemble 20, en étant donc contrainte radialement entre la virole 18 et la couronne 14. Elle est préférentiellement annulaire, centrée sur l’axe A1, en s’étendant sur 360° autour de cet axe A1 ou sur sensiblement 360°, par exemple en étant fendue pour faciliter son insertion entre la couronne 14 et la virole externe 18. Alternativement, plusieurs languettes ondulées 74 pourraient être agencées bout-à-bout selon la direction circonférentielle C, en présentant chacune une étendue circonférentielle réduite, et de manière à présenter une étendue circonférentielle cumulée de l’ordre de 360°.One of the particularities of the invention lies in the presence of a corrugated sealing tab 74 between the radially outer surface of the radially outer aerodynamic shroud 22, and the radially inner surface of the outer shroud 18. The tongue 74 is here arranged at a downstream axial end of the assembly 20, thus being constrained radially between the shroud 18 and the crown 14. It is preferably annular, centered on the axis A1, extending over 360° around of this axis A1 or over substantially 360°, for example by being split to facilitate its insertion between the crown 14 and the outer shroud 18. Alternatively, several corrugated tabs 74 could be arranged end-to-end in the circumferential direction C, in each having a reduced circumferential extent, and so as to present a cumulative circumferential extent of the order of 360°.
La languette ondulée d’étanchéité 74 présente des sommets arrondis qui se succèdent axialement selon la direction L. Il s’agit d’au moins un sommet radialement interne 76, de forme annulaire ou sensiblement annulaire et en appui radial sur la surface radialement extérieure de la virole aérodynamique radialement externe 22. Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 4 et 5, il s’agit de deux sommets arrondis 76, chacun s’inscrivant dans un plan transversal orthogonal à l’axe central longitudinal A1. Il s’agit également d’au moins un sommet radialement externe 78, de forme annulaire ou sensiblement annulaire et en appui radial sur la surface radialement intérieure de la virole externe 18, au niveau de son crochet de fixation aval. Dans le mode de réalisation préféré représenté sur les figures 4 et 5, il s’agit d’un unique sommet arrondi 78, s’inscrivant également dans un plan transversal orthogonal à l’axe central longitudinal A1.The corrugated sealing tongue 74 has rounded vertices which follow one another axially in the direction L. This is at least one radially internal vertex 76, of annular or substantially annular shape and bearing radially on the radially outer surface of the the radially outer aerodynamic shroud 22. In the preferred embodiment represented in FIGS. 4 and 5, there are two rounded vertices 76, each inscribed in a transverse plane orthogonal to the central longitudinal axis A1. It is also at least one radially outer vertex 78, of annular or substantially annular shape and bearing radially on the radially inner surface of the outer shroud 18, at its downstream attachment hook. In the preferred embodiment shown in Figures 4 and 5, it is a single rounded vertex 78, also falling within a transverse plane orthogonal to the central longitudinal axis A1.
Bien évidemment, le nombre de sommets internes 76 et de sommets 78 peut différer, toujours en étant prévus en alternance axialement, sans sortir du cadre de l’invention. A cet égard, il est indiqué que le nombre de ces sommets peut être limité par l’encombrement, mais dans l’hypothèse d’un espace plus étendu pour le logement de la languette, il peut être intéressant de multiplier ces sommets pour multiplier les points de contact, et garantir ainsi une meilleure étanchéité.Obviously, the number of internal vertices 76 and vertices 78 may differ, always being provided alternately axially, without departing from the scope of the invention. In this respect, it is indicated that the number of these vertices can be limited by the size, but in the event of a larger space for the housing of the tongue, it may be interesting to multiply these vertices to multiply the points of contact, thus guaranteeing a better seal.
La languette ondulée d’étanchéité 74 présente une branche d’extrémité axiale amont 80, éventuellement droite, dont la partie radialement externe 82 peut être au contact de la surface radialement intérieure de la virole externe 18. Du côté opposé, à l’aval, la languette 74 présente une branche d’extrémité axiale 84, de préférence droite et orientée orthogonalement ou sensiblement orthogonalement à l’axe A1. Cette branche d’extrémité axial 84, de forme annulaire, constitue un organe de butée axiale pour la languette 74, permettant à celle-ci de rester insérée entre la couronne de stator 14 et la virole externe 18 de l’ensemble 20. En effet, la partie radialement externe 86 de la branche 84 est en regard axialement de l’extrémité axiale aval de la virole externe 18, et également en regard axialement ou en appui contre l’extrémité axiale amont d’un anneau de stator 88 entourant la roue mobile 16 de l’étage de turbine 18. Plus précisément en référence aux figures 2 et 4, cet anneau de stator 88 se situe dans le prolongement aval de la virole externe 18, avec un jeu axial ménagé entre ces deux éléments 18, 88, de manière à permettre le logement de la partie radialement externe 86 de la branche 84 de la languette 74. En fonctionnement, le différentiel de pression a tendance à plaquer la partie radialement externe 86 vers l’aval contre l’anneau de stator 88, comme cela a été représenté sur les figures 2 et 4. De manière connue, l’anneau de stator 88 est également porté par le carter de turbine 19, et pourvu d’un revêtement abradable 90 entourant l’extrémité des aubes tournantes 92 de la roue mobile 16, en étant agencé radialement en regard de celles-ci. Plus précisément, le revêtement abradable 90 est destiné à coopérer avec une ou plusieurs léchettes 94 formant l’extrémité radialement externe de la roue mobile 16, de manière à réaliser un joint d’étanchéité dynamique.The corrugated sealing tongue 74 has an upstream axial end branch 80, possibly straight, the radially outer part 82 of which may be in contact with the radially inner surface of the outer shroud 18. On the opposite side, downstream, the tongue 74 has an axial end branch 84, preferably straight and oriented orthogonally or substantially orthogonally to the axis A1. This axial end branch 84, of annular shape, constitutes an axial abutment member for the tongue 74, allowing the latter to remain inserted between the stator crown 14 and the outer shroud 18 of the assembly 20. Indeed , the radially outer part 86 of the branch 84 faces axially from the downstream axial end of the outer shroud 18, and also faces axially or bears against the upstream axial end of a stator ring 88 surrounding the wheel mobile 16 of the turbine stage 18. More specifically with reference to Figures 2 and 4, this stator ring 88 is located in the downstream extension of the outer shroud 18, with an axial play provided between these two elements 18, 88, so as to allow the housing of the radially outer part 86 of the branch 84 of the tab 74. In operation, the pressure differential tends to press the radially outer part 86 downstream against the stator ring 88, as this was depicted on the f igures 2 and 4. In known manner, the stator ring 88 is also carried by the turbine casing 19, and provided with an abradable coating 90 surrounding the end of the rotating blades 92 of the impeller 16, being arranged radially opposite them. More specifically, the abradable coating 90 is intended to cooperate with one or more wipers 94 forming the radially outer end of the mobile wheel 16, so as to produce a dynamic seal.
Ainsi, en étant en appui axial contre l’anneau de stator 88, via sa branche d’extrémité axiale aval 84, la languette ondulée d’étanchéité 74 ne peut être extraite de l’ensemble 20, et elle garantit ainsi une étanchéité entre la couronne aubagée de stator 14 et la virole externe 18 qui l’entoure. Grâce à son élasticité et sa forme ondulée, la languette 74 permet d’absorber les mouvements radiaux parasites entre ces deux éléments 14, 18, par exemple ceux résultant du phénomène de dilatation thermique différentielle entre les pièces. L’étanchéité demeure ainsi garantie en permanence par la languette 74, quel que soit son niveau de déformation, et ce dans un environnement dense auquel la languette 74 peut s’adapter facilement de par sa forme spécifique à l’invention.Thus, by being in axial support against the stator ring 88, via its downstream axial end branch 84, the corrugated sealing tab 74 cannot be extracted from the assembly 20, and it thus guarantees a seal between the bladed crown of stator 14 and the outer shroud 18 which surrounds it. Thanks to its elasticity and its wavy shape, the tongue 74 makes it possible to absorb the parasitic radial movements between these two elements 14, 18, for example those resulting from the phenomenon of differential thermal expansion between the parts. Sealing thus remains permanently guaranteed by the tongue 74, whatever its level of deformation, and this in a dense environment to which the tongue 74 can easily adapt due to its specific shape to the invention.
La languette 74 présente ainsi une caractéristique de semi-rigidité, en étant réalisée dans un matériau capable de résister aux températures élevées du fait de la proximité de la veine 11A. Par exemple, il peut s’agir d’un matériau à base de nickel et/ou de cobalt.The tongue 74 thus has a characteristic of semi-rigidity, being made of a material capable of withstanding high temperatures due to the proximity of the vein 11A. For example, it may be a nickel and/or cobalt based material.
Pour l’assemblage de l’ensemble 20 qui vient d’être décrit, il est tout d’abord procédé à la mise en position de la couronne 14 dans la virole externe 18. De par les contraintes de conception des éléments de l’ensemble 20, cette mise en position s’effectue par un déplacement axial des aubes de stator 26 relativement à la virole 18. Comme cela a été schématisé sur la figure 6, c’est la couronne entière 14, ou les secteurs de couronne 14a qui sont déplacés relativement à la virole 18 selon l’axe A1 et la direction L, jusqu’à pénétrer dans l’espace intérieur délimité par cette virole 18. Le déplacement relatif axial s’effectue en insérant la couronne 14 ou les secteurs de couronne 14a depuis l’amont, vers l’aval.For the assembly of the assembly 20 which has just been described, it is first of all proceeded to the positioning of the crown 14 in the outer shroud 18. Due to the design constraints of the elements of the assembly 20, this positioning is effected by an axial displacement of the stator vanes 26 relative to the ferrule 18. As has been shown schematically in FIG. moved relative to the shroud 18 along the axis A1 and the direction L, until penetrating into the interior space delimited by this shroud 18. The relative axial movement is carried out by inserting the crown 14 or the crown sectors 14a from upstream, downstream.
Lorsque cette mise en position est terminée, les éléments structuraux creux 32 sont insérés radialement depuis l’extérieur, à travers les ouvertures 62 de la virole 18, et à travers les logements internes 34 des aubes 26. Une telle insertion radiale est schématisée sur la figure 7.When this positioning is complete, the hollow structural elements 32 are inserted radially from the outside, through the openings 62 of the shroud 18, and through the internal housings 34 of the blades 26. Such a radial insertion is schematized on the figure 7.
Ensuite, il est procédé à la fixation de la couronne de stator 14 sur la virole radialement externe 18, à l’aide des éléments de fixation schématisés sur la figure 8. La languette d’étanchéité 74 est alors mise en compression radialement afin d’être introduite axialement entre la couronne 14 et la virole radialement externe 18, depuis l’aval vers l’amont. Cela permet l’obtention de l’ensemble de stator 20, spécifique à la présente invention.Then, the stator crown 14 is fixed to the radially outer shroud 18, using the fixing elements shown schematically in FIG. 8. The sealing tongue 74 is then compressed radially in order to be introduced axially between the crown 14 and the radially outer shroud 18, from downstream to upstream. This makes it possible to obtain the stator assembly 20, specific to the present invention.
Enfin, l’ensemble 20 est introduit axialement depuis l’amont dans le carter de turbine 19, de manière à se trouver en regard axialement de la roue mobile 16 déjà assemblée dans le carter. Cette étape est schématisée sur la figure 9. L’assemblage des autres éléments de turbine, destinés à être agencés en amont de l’ensemble 20, est ensuite réalisé en insérant axialement ces mêmes éléments dans le carter 19, toujours depuis l’amont vers l’aval.Finally, assembly 20 is introduced axially from upstream into turbine casing 19, so as to be axially opposite impeller 16 already assembled in the casing. This step is shown schematically in Figure 9. The assembly of the other turbine elements, intended to be arranged upstream of the assembly 20, is then carried out by inserting these same elements axially into the casing 19, still from the upstream towards downstream.
En référence à présent à la figure 10, il est représenté l’ensemble 20 avec la languette ondulée d’étanchéité 74 se présentant sous la forme d’une alternative de réalisation. La principale différence avec la languette décrite précédemment réside dans l’agencement des sommets arrondis 76’, 78’, qui se succèdent ici en alternance selon la direction radiale R, et non plus selon la direction longitudinale L.Referring now to Figure 10, there is shown the assembly 20 with the corrugated sealing tab 74 in the form of an alternative embodiment. The main difference with the tongue described previously lies in the arrangement of the rounded vertices 76', 78', which here follow one another alternately in the radial direction R, and no longer in the longitudinal direction L.
Ainsi, il s’agit tout d’abord d’au moins un sommet amont 76’, de forme annulaire ou sensiblement annulaire, qui n’est en appui sur aucun autre élément de la turbomachine. Dans l’exemple de la figure 10, il s’agit de deux sommets arrondis 76’ concentriques. Il s’agit également d’au moins un sommet aval 78’, de forme annulaire ou sensiblement annulaire, et qui n’est en appui sur aucun autre élément du turboréacteur. Dans l’exemple de la figure 10, il s’agit d’un unique sommet arrondi 78’, agencé radialement entre les deux sommets amont 76’ en raison de l’alternance souhaitée dans la direction radiale R.Thus, there is first of all at least one upstream vertex 76′, of annular or substantially annular shape, which is not resting on any other element of the turbomachine. In the example of Figure 10, these are two concentric rounded 76' vertices. It is also at least one downstream vertex 78′, of annular or substantially annular shape, and which is not resting on any other element of the turbojet engine. In the example of figure 10, it is a single rounded vertex 78', arranged radially between the two upstream vertices 76' due to the desired alternation in the radial direction R.
Bien évidemment, ici aussi, le nombre de sommets 76’, 78’ peut différer, toujours en étant prévus en alternance radialement, sans sortir du cadre de l’invention.Of course, here too, the number of vertices 76′, 78′ may differ, always being provided alternately radially, without departing from the scope of the invention.
A l’aval, la languette 74 présente également la branche d’extrémité axiale 84, droite et orientée orthogonalement ou sensiblement orthogonalement à l’axe A1. Cette branche d’extrémité axial 84, de forme annulaire, constitue un organe de butée axiale pour la languette 74, permettant à celle-ci de rester insérée entre la couronne de stator 14 et la virole externe 18 de l’ensemble 20. En effet, la partie radialement externe 86 de la branche 84 est en regard axialement de l’extrémité axiale aval de la virole externe 18, et également en regard axialement ou en appui contre l’extrémité axiale amont d’un anneau de stator 88 entourant la roue mobile de l’étage de turbine 18.Downstream, tongue 74 also has axial end branch 84, straight and oriented orthogonally or substantially orthogonally to axis A1. This axial end branch 84, of annular shape, constitutes an axial abutment member for the tongue 74, allowing the latter to remain inserted between the stator crown 14 and the outer shroud 18 of the assembly 20. Indeed , the radially outer part 86 of the branch 84 faces axially from the downstream axial end of the outer shroud 18, and also faces axially or bears against the upstream axial end of a stator ring 88 surrounding the wheel mobile of the turbine stage 18.
A son extrémité opposée à l’amont, la languette ondulée d’étanchéité 74 se termine par une branche d’extrémité 80’ en appui radial sur la surface radialement intérieure de la virole externe 18, au niveau de son crochet de fixation aval. L’appui obtenu peut ainsi être surfacique selon la direction longitudinale L, et de forme annulaire autour de l’axe A1. L’étendue de la superficie de contact renforce avantageusement les performances d’étanchéité. Un tel appui radial surfacique est également obtenu entre une portion radialement intérieure d’étanchéité 80’’ de la languette 74, et la surface radialement extérieure de la virole aérodynamique radialement externe 22. Cette portion d’étanchéité 80’’, s’étendant de manière annulaire et concentrique à la branche d’extrémité 80’, relie le sommet aval 76’ situé radialement le plus vers l’intérieur, à la branche d’extrémité axial 84.At its end opposite to the upstream, the corrugated sealing tab 74 terminates in an end branch 80′ bearing radially on the radially inner surface of the outer shroud 18, at the level of its downstream fixing hook. The support obtained can thus be surface in the longitudinal direction L, and annular in shape around the axis A1. The extent of the contact surface advantageously reinforces the sealing performance. Such surface radial support is also obtained between a radially inner sealing portion 80'' of the tongue 74, and the radially outer surface of the radially outer aerodynamic shroud 22. This sealing portion 80'', extending from annular manner and concentric with the end branch 80', connects the downstream vertex 76' located radially most inward, to the axial end branch 84.
Par conséquent, la languette 74 est ici contrainte radialement entre la branche d’extrémité 80’, et la portion radialement intérieure d’étanchéité 80’’.Consequently, the tongue 74 is here constrained radially between the end branch 80', and the radially inner sealing portion 80''.
Avec cette conception alternative de la languette 74, le procédé l’assemblage de l’ensemble 20 reste identique à celui décrit ci-dessus en référence aux figures 6 à 9.With this alternative design of the tab 74, the assembly process of the assembly 20 remains identical to that described above with reference to Figures 6 to 9.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l’homme du métier à l’invention qui vient d’être décrite uniquement à titre d’exemples non limitatifs, et dans la limite de la portée des revendications annexées. Par exemple, si l’invention a été décrite en application à un distributeur de turbine, elle peut s’appliquer de manière identique ou similaire à un redresseur de compresseur de la turbomachine, quelle que soit la conception de celle-ci.Of course, various modifications can be made by those skilled in the art to the invention which has just been described solely by way of non-limiting examples, and within the scope of the appended claims. For example, if the invention has been described in application to a turbine distributor, it can apply in the same or similar manner to a turbomachine compressor rectifier, whatever the design of the latter.
Claims (10)
caractérisé en ce que l’ensemble comporte en outre au moins une languette ondulée d’étanchéité (74) contrainte radialement entre la virole radialement externe (18) et la couronne de stator (14), la languette ondulée d’étanchéité (74) présentant des sommets arrondis se succédant axialement ou radialement.Aircraft turbomachine stator assembly (20), the assembly comprising a radially outer shroud (18) extending around a central longitudinal axis (A1) of the assembly, as well as a stator crown (14) comprising a plurality of stator vanes (26) which follow one another circumferentially around the longitudinal central axis (A1), the stator ring (14) being surrounded by the radially outer shroud (18), the assembly being configured to allow the positioning of the crown (14) in the radially outer shroud (18), by axial displacement of the stator vanes (26) relative to the radially outer shroud (18), the assembly also comprising means for fixing the the stator crown (14) on the radially outer shroud (18),
characterized in that the assembly further comprises at least one corrugated sealing tab (74) constrained radially between the radially outer shroud (18) and the stator crown (14), the corrugated sealing tab (74) having rounded vertices succeeding axially or radially.
- mise en position de la couronne de stator (14) dans la virole radialement externe (18), par déplacement axial des aubes de stator (26) relativement à la virole radialement externe (18);
- fixation de la couronne de stator (14) sur la virole radialement externe (18); et
- mise en compression de la languette ondulée d’étanchéité (74), afin de l’introduire entre la couronne de stator (14) et la virole radialement externe (18).Method of assembling a stator assembly (20) according to any one of Claims 1 to 7, characterized in that it comprises the following steps:
- Positioning of the stator crown (14) in the radially outer shroud (18), by axial displacement of the stator vanes (26) relative to the radially outer shroud (18);
- Fixing the stator crown (14) on the radially outer shroud (18); And
- compression of the corrugated sealing tongue (74), in order to introduce it between the stator crown (14) and the radially outer shroud (18).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2001931A FR3107725B1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an external shroud and a bladed stator crown surrounded by this shroud |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2001931 | 2020-02-27 | ||
| FR2001931A FR3107725B1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an external shroud and a bladed stator crown surrounded by this shroud |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3107725A1 true FR3107725A1 (en) | 2021-09-03 |
| FR3107725B1 FR3107725B1 (en) | 2023-12-22 |
Family
ID=72266352
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2001931A Active FR3107725B1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an external shroud and a bladed stator crown surrounded by this shroud |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3107725B1 (en) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004076601A (en) * | 2002-08-12 | 2004-03-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Turbine stationary blade structure |
| JP2007120340A (en) * | 2005-10-26 | 2007-05-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Combustor tail pipe seal structure of gas turbine |
| US20080279679A1 (en) * | 2007-05-09 | 2008-11-13 | Siemens Power Generation, Inc. | Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine |
| US20120073304A1 (en) * | 2010-09-24 | 2012-03-29 | General Electric Company | Turbomachine including a ceramic matrix composite (cmc) bridge |
| FR3000521A1 (en) | 2012-12-27 | 2014-07-04 | Snecma | Connecting tube for connection between two enclosures of turboshaft engine, has wall closed on itself so that ends of wall are joined, where joined ends overlap to assure sealing of connecting tube |
| EP3211181A1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-08-30 | United Technologies Corporation | Seal with integral clip and method of sealing |
| WO2020018090A1 (en) * | 2018-07-18 | 2020-01-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Hybrid components having an intermediate ceramic fiber material |
-
2020
- 2020-02-27 FR FR2001931A patent/FR3107725B1/en active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004076601A (en) * | 2002-08-12 | 2004-03-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Turbine stationary blade structure |
| JP2007120340A (en) * | 2005-10-26 | 2007-05-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Combustor tail pipe seal structure of gas turbine |
| US20080279679A1 (en) * | 2007-05-09 | 2008-11-13 | Siemens Power Generation, Inc. | Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine |
| US20120073304A1 (en) * | 2010-09-24 | 2012-03-29 | General Electric Company | Turbomachine including a ceramic matrix composite (cmc) bridge |
| FR3000521A1 (en) | 2012-12-27 | 2014-07-04 | Snecma | Connecting tube for connection between two enclosures of turboshaft engine, has wall closed on itself so that ends of wall are joined, where joined ends overlap to assure sealing of connecting tube |
| EP3211181A1 (en) * | 2016-02-24 | 2017-08-30 | United Technologies Corporation | Seal with integral clip and method of sealing |
| WO2020018090A1 (en) * | 2018-07-18 | 2020-01-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Hybrid components having an intermediate ceramic fiber material |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3107725B1 (en) | 2023-12-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3433471B1 (en) | Turbine shroud seal assembly with specific support in cold conditions | |
| EP3781792B1 (en) | Distributor made of cmc, with stress relief provided by a sealed clamp | |
| EP3049637B1 (en) | Rotary assembly for turbomachine | |
| WO2019202259A2 (en) | Load-bearing cmc nozzle diaphragm | |
| EP4051879A1 (en) | Turbomachine turbine having a cmc nozzle with load spreading | |
| FR3098246A1 (en) | Turbomachine turbine with CMC distributor with load recovery | |
| EP3983650B1 (en) | Turbomachine turbine having cmc nozzle with load spreading | |
| WO2021186134A1 (en) | Turbine assembly, and gas turbine engine provided with such an assembly | |
| EP3347572B1 (en) | Turbine of a turbine engine comprising a distributor stage made from ceramic matrix composite material | |
| FR3107725A1 (en) | Assembly for an aircraft turbomachine stator, with reinforced sealing between an outer shell and a bladed stator ring surrounded by this shell | |
| EP3721058B1 (en) | Connection between a guide vane sector made of cmc material and a metallic support of a turbine of a turbomachine | |
| EP4093948A1 (en) | Turbomachine stator assembly comprising an inner shroud having upstream and downstream portions assembled by axial translation | |
| EP3420198A1 (en) | Rectifier for aircraft turbomachine compressor, comprising air extraction openings having a stretched form in the peripheral direction | |
| FR3115819A1 (en) | Aircraft turbomachine stator assembly, comprising an external structure formed of two annular sections surrounding a bladed stator crown | |
| EP4041993B1 (en) | Turbine nozzle having blading made of ceramic matrix composite through which a metal ventilation circuit passes | |
| EP4146913B1 (en) | Improved cmc guide vane for a turbomachine turbine | |
| FR3111677A1 (en) | TURBOMACHINE COMPRESSOR, PROCESS FOR ASSEMBLING THE COMPRESSOR | |
| EP4323624A2 (en) | Turbomachine turbine having a cmc nozzle with load absorption and positional adjustment | |
| FR3065485B1 (en) | STAGE OF TURBOMACHINE TURBINE | |
| FR3114348A1 (en) | Turbomachine turbine with CMC distributor with force take-up | |
| FR3100560A1 (en) | Set for a turbomachine turbine | |
| FR3108674A1 (en) | REINFORCED SEALING ASSEMBLY FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE, INCLUDING A BLADED STATOR WHEEL AS WELL AS AN OUTER CASING AGENCY AROUND THE BLADE WHEEL | |
| WO2024013444A1 (en) | Turbine engine turbine assembly | |
| EP4259906A1 (en) | Turbine stator assembly with a radial degree of freedom between a guide vane assembly and a sealing ring | |
| FR3100572A1 (en) | TURBINE RING SECTOR |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20210903 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |