FR3139292A1 - Integrated backlash turbine ring assembly - Google Patents
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Abstract
Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré Ensemble d'anneau de turbine comprenant un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (30), un dispositif de refroidissement (52), et un carter en alliage métallique (22) formant structure de support d'anneau, dans lequel le carter comporte une virole centrale (22a) qui s’étend autour de l’anneau de turbine (28) et de laquelle s’étendent radialement des brides annulaires amont (22b) et aval (22c) entre lesquelles sont maintenues, au moyen de pions amont (38) et aval (42), des pattes d'accrochage amont et aval (32, 34) s’étendant radialement d’une base annulaire (30) de l'anneau de turbine, la bride annulaire amont recevant un flasque de rétention amont (36) percé de trous de ventilation (54) destinés à alimenter le dispositif de refroidissement, une entretoise (40) en alliage métallique étant retenue entre la bride annulaire aval et le flasque de rétention amont et formant un appui pour la patte d’accrochage aval, le dispositif de refroidissement comprenant une chambre de refroidissement (52a) délimitée par une tôle de refroidissement par impact (60) radialement interne vis-à-vis du dispositif de refroidissement (52), la tôle de refroidissement par impact (60) présentant des trous de refroidissement (62) agencés de façon matricielle pour diffuser des jets d’air de refroidissement par impact destinés à refroidir une surface externe (30b) de la base annulaire (30) de l'anneau de turbine (28) dont il est séparé radialement par une distance de diffusion, et au moins deux ressorts (64) étant montés de sorte à coopérer d’une part, avec le dispositif de refroidissement (52) et d’autre part, avec l’anneau de turbine. Figure pour l’abrégé : Fig. 2.Turbine ring assembly with integrated clearance adjustment Turbine ring assembly comprising a ceramic matrix composite material turbine ring (30), a cooling device (52), and a metal alloy casing (22) forming ring support structure, in which the casing comprises a central shroud (22a) which extends around the turbine ring (28) and from which upstream (22b) and downstream (22c) annular flanges extend radially ) between which are held, by means of upstream (38) and downstream (42) pins, upstream and downstream hooking lugs (32, 34) extending radially from an annular base (30) of the ring of turbine, the upstream annular flange receiving an upstream retention flange (36) pierced with ventilation holes (54) intended to supply the cooling device, a spacer (40) made of metal alloy being retained between the downstream annular flange and the downstream flange upstream retention and forming a support for the downstream hooking tab, the cooling device comprising a cooling chamber (52a) delimited by an impact cooling plate (60) radially internal to the cooling device (52 ), the impact cooling sheet (60) having cooling holes (62) arranged in a matrix manner to diffuse jets of impact cooling air for cooling an outer surface (30b) of the annular base (30) of the turbine ring (28) from which it is separated radially by a diffusion distance, and at least two springs (64) being mounted so as to cooperate on the one hand, with the cooling device (52) and on the other hand, with the turbine ring. Figure for abstract: Fig. 2.
Description
La présente invention se rapporte au domaine des turbines à gaz pour aviation (moteurs à réaction, à propulsion, moteurs d’hélicoptères), turbines à gaz pour générateurs électriques et turbines de turbocompresseurs.The present invention relates to the field of gas turbines for aviation (jet engines, propulsion engines, helicopter engines), gas turbines for electric generators and turbocharger turbines.
La tendance actuelle en aéronautique civile est à une augmentation de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion, conduisant à une élévation de température des composants de turbine et donc à un besoin de refroidir ces pièces de plus en plus important. Or, l’air frais qui permet ce refroidissement est prélevé en sortie du compresseur haute pression et va donc contourner la chambre de combustion sans participer à la combustion, donc au rendement de la turbomachine.The current trend in civil aeronautics is towards an increase in the temperature of the gases leaving the combustion chamber, leading to an increase in the temperature of the turbine components and therefore to an increasingly important need to cool these parts. However, the fresh air which allows this cooling is taken at the outlet of the high pressure compressor and will therefore bypass the combustion chamber without participating in combustion, and therefore in the efficiency of the turbomachine.
C’est pourquoi, le recours à des matériaux composites à matrice céramique (CMC) sur les pièces de turbines les plus chaudes permet actuellement de réduire ce besoin de les refroidir car ces matériaux CMC sont performants à hautes températures (par exemple 1700°C). Ils permettent en outre un gain de masse car ils sont plus légers que les alliages métalliques traditionnellement utilisés pour ces pièces les plus chaudes du fait de leur faible densité (trois fois moindre que les bases métalliques).This is why the use of ceramic matrix composite materials (CMC) on the hottest turbine parts currently makes it possible to reduce this need to cool them because these CMC materials perform well at high temperatures (for example 1700°C) . They also save mass because they are lighter than the metal alloys traditionally used for these hottest parts due to their low density (three times less than metal bases).
Toutefois, l’intégration de ces pièces en CMC dans la turbomachine, du fait de la différence des coefficients de dilatation existant entre CMC et alliages métalliques, peut conduire à une rupture du CMC par sur-contrainte thermomécanique et il convient donc de pouvoir y remédier pour éviter tout disfonctionnement de la turbomachine.However, the integration of these CMC parts in the turbomachine, due to the difference in the expansion coefficients existing between CMC and metal alloys, can lead to a rupture of the CMC by thermomechanical over-stress and it is therefore necessary to be able to remedy this to avoid any malfunction of the turbomachine.
Permettre à des pièces ayant des coefficients de dilatations différents, des résistances mécaniques différentes et des gradients thermiques différents, de cohabiter ensemble pour permettre d’avoir une turbine haute pression aux meilleurs standards de rendement est donc un besoin récurrent des moteurs civils modernes afin de gagner en performance et masse.Allowing parts with different expansion coefficients, different mechanical resistances and different thermal gradients to coexist together to enable a high pressure turbine with the best performance standards is therefore a recurring need for modern civil engines in order to gain in performance and mass.
La présente invention a donc pour but principal de palier les inconvénients précités avec un anneau en CMC permettant un rattrapage des jeux et des dilatations différentielles. Un autre but est de réduire le débit de refroidissement, tout en assurant à la fois un gain de masse et de performance à la turbomachine.The main aim of the present invention is therefore to overcome the aforementioned drawbacks with a CMC ring allowing clearance and differential expansion to be taken up. Another goal is to reduce the cooling flow, while ensuring both a mass and performance gain for the turbomachine.
Ces buts sont atteints par un ensemble d'anneau de turbine d’axe X comprenant, autour de l’axe X, un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique, un dispositif de refroidissement, et un carter en alliage métallique formant structure de support d'anneau, dans lequel le carter comporte une virole centrale qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle s’étendent radialement des brides annulaires amont et aval entre lesquelles sont maintenues, au moyen de pions amont et aval, des pattes d'accrochage amont et aval s’étendant radialement d’une base annulaire de l'anneau de turbine, la bride annulaire amont recevant un flasque de rétention amont percé de trous de ventilation destinés à alimenter le dispositif de refroidissement, caractérisé en ce qu’il comporte en outre une entretoise en alliage métallique retenue entre la bride annulaire aval et le flasque de rétention amont et formant un appui pour la patte d’accrochage aval, le dispositif de refroidissement comprenant une chambre de refroidissement délimitée par une tôle de refroidissement par impact radialement interne vis-à-vis du dispositif de refroidissement, la tôle de refroidissement par impact présentant des trous de refroidissement agencés de façon matricielle pour diffuser des jets d’air de refroidissement par impact destinés à refroidir une surface externe de la base annulaire de l'anneau de turbine dont il est séparé radialement par une distance de diffusion, et au moins deux ressorts étant montés de sorte à coopérer d’une part, avec le dispositif de refroidissement et d’autre part, avec l’anneau de turbine.These goals are achieved by an X-axis turbine ring assembly comprising, around the X axis, a turbine ring made of ceramic matrix composite material, a cooling device, and a metal alloy casing forming a structure of ring support, in which the casing comprises a central ferrule which extends around the turbine ring and from which upstream and downstream annular flanges extend radially between which are held, by means of upstream and downstream pins, upstream and downstream hooking lugs extending radially from an annular base of the turbine ring, the upstream annular flange receiving an upstream retention flange pierced with ventilation holes intended to supply the cooling device, characterized in that that it further comprises a metal alloy spacer retained between the downstream annular flange and the upstream retention flange and forming a support for the downstream hooking tab, the cooling device comprising a cooling chamber delimited by a cooling plate by radially internal impact with respect to the cooling device, the impact cooling sheet having cooling holes arranged in a matrix manner to diffuse jets of impact cooling air intended to cool an external surface of the annular base of the turbine ring from which it is separated radially by a diffusion distance, and at least two springs being mounted so as to cooperate on the one hand with the cooling device and on the other hand with the turbine ring .
Ainsi, l’introduction d’un joint Omega et de ressorts permet à l’anneau en CMC de s’intégrer un environnement de pièces métalliques en prenant en compte des paramètres de dilatations différentielles et rattrapage de jeux de façon simple.Thus, the introduction of an Omega seal and springs allows the CMC ring to integrate into an environment of metal parts by taking into account differential expansion parameters and clearance compensation in a simple way.
De préférence, l’entretoise est formée de plusieurs secteurs d’entretoise montés circonférentiellement bout à bout et chaque secteur d’entretoise présente une forme sensiblement en V inversé, avec une première partie radiale parallèle au flasque de rétention amont et une seconde partie s’étendant sensiblement longitudinalement depuis cette première partie jusqu’au flasque de rétention amont auquel les secteurs d’entretoise sont fixés par des vis d’assemblage, des languettes inter-secteurs s’étendant de préférence entre ces secteurs d’entretoise.Preferably, the spacer is formed of several spacer sectors mounted circumferentially end to end and each spacer sector has a substantially inverted V shape, with a first radial part parallel to the upstream retention flange and a second part extending extending substantially longitudinally from this first part to the upstream retention flange to which the spacer sectors are fixed by assembly screws, inter-sector tongues preferably extending between these spacer sectors.
De préférence, deux ressorts sont positionnés aux deux extrémités circonférentielles de la tôle d’impact dans deux logements dédiés qui n’interfèrent pas avec les trous de refroidissement percés au travers de la tôle d’impact.Preferably, two springs are positioned at the two circumferential ends of the impact plate in two dedicated housings which do not interfere with the cooling holes drilled through the impact plate.
Avantageusement, des perçages sont prévus au fond des logements pour assurer également un refroidissement des ressorts.Advantageously, holes are provided at the bottom of the housings to also ensure cooling of the springs.
De préférence, chacun des trous de ventilation comprend un filtre à poussières monté sur le flasque de rétention amont.Preferably, each of the ventilation holes includes a dust filter mounted on the upstream retention flange.
Avantageusement, le flasque de rétention amont est solidarisé au carter par une tôle de maintien s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont et fixée au carter par un ensemble de vis de maintien.Advantageously, the upstream retention flange is secured to the casing by a retaining plate resting radially on the upstream retention flange and fixed to the casing by a set of retaining screws.
De préférence, afin de permettre une dilation axiale de l’anneau, un ensemble d’éléments flexibles est monté dans une rainure de la première partie radiale des secteurs d’entretoise.Preferably, in order to allow axial expansion of the ring, a set of flexible elements is mounted in a groove of the first radial part of the spacer sectors.
Avantageusement, les éléments flexibles sont réalisés en un alliage métallique présentant une forme en S ou en W.Advantageously, the flexible elements are made of a metal alloy having an S or W shape.
De préférence, l’anneau de turbine est formé d’un plusieurs secteurs d’anneau montés circonférentiellement bout à bout et des languettes inter-secteurs s’étendent entre ces secteurs d’anneau.Preferably, the turbine ring is formed of several ring sectors mounted circumferentially end to end and inter-sector tabs extend between these ring sectors.
L’invention concerne également une turbomachine comportant un ensemble d’anneau de turbine tel que précité.The invention also relates to a turbomachine comprising a turbine ring assembly as mentioned above.
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels :Other characteristics and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the appended drawings which illustrate an exemplary embodiment devoid of any limiting character and in which:
Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » seront utilisés en référence au sens axial d'écoulement du flux gazeux dans la turbine et les termes « interne » et « externe » sont pris dans la direction perpendiculaire selon que l’objet concerné est en contact ou non avec ce flux gazeux.In the remainder of the description, the terms "upstream" and "downstream" will be used with reference to the axial direction of flow of the gas flow in the turbine and the terms "internal" and "external" are taken in the perpendicular direction depending on whether the object concerned is in contact or not with this gas flow.
La
La
Comme l’illustre la
Le carter de turbine 22 constituant structure de support d’anneau est formé d’une virole centrale 22a qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle se déploient radialement, vers la veine aérodynamique d’écoulement du flux gazeux d’air chaud, deux parties, à savoir une première partie correspondant à une bride radiale annulaire amont 22b qui est destinée à recevoir une seconde extrémité du flasque de rétention amont 36, opposée à son extrémité libre, et une deuxième partie correspondant à une bride radiale annulaire aval 22c qui est destinée à recevoir des secondes extrémités des secteurs d’entretoise 40, opposées à leurs extrémités libres (et formant la jonction entre les deux bras du V). Le flasque de rétention amont 36 est solidarisé au carter par une tôle de maintien 44 s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont et fixée au carter par un ensemble de vis de maintien 46.The turbine casing 22 constituting a ring support structure is formed of a central ferrule 22a which extends around the turbine ring and from which deploys radially, towards the aerodynamic flow path of the gas flow of hot air, two parts, namely a first part corresponding to an upstream annular radial flange 22b which is intended to receive a second end of the upstream retention flange 36, opposite its free end, and a second part corresponding to an annular radial flange downstream 22c which is intended to receive second ends of the spacer sectors 40, opposite their free ends (and forming the junction between the two arms of the V). The upstream retention flange 36 is secured to the casing by a retaining plate 44 resting radially on the upstream retention flange and fixed to the casing by a set of retaining screws 46.
Afin de permettre une dilation axiale des secteurs d’anneau en CMC, un ensemble d’éléments flexibles 48 est monté dans une rainure 40c de la partie radiale 40a des secteurs d’entretoise en appui contre la patte d’accrochage aval 34 des secteurs d’anneau. En fonctionnement, lorsque les pièces chauffent, la variation du jeu axial entre les brides radiales annulaires amont et aval est reprise par une variation de l’allongement des éléments flexibles 48 permettant ainsi de ne pas surcharger l’anneau de turbine. Les éléments flexibles, avantageusement des joints OMEGA, sont réalisés en un alliage métallique (par exemple un alliage à base de nickel) résistant au fluage et présentant donc avantageusement une forme en S ou en W. Ils permettent d’assurer une étanchéité maitrisée à l’aval et à l’amont de l’anneau tout en maintenant un serrage graduel en fonction des différentes températures mises en jeu durant le cycle moteur.In order to allow axial expansion of the CMC ring sectors, a set of flexible elements 48 is mounted in a groove 40c of the radial part 40a of the spacer sectors bearing against the downstream hooking tab 34 of the sectors d 'ring. In operation, when the parts heat up, the variation in the axial clearance between the upstream and downstream annular radial flanges is taken up by a variation in the elongation of the flexible elements 48, thus making it possible to avoid overloading the turbine ring. The flexible elements, advantageously OMEGA joints, are made of a metal alloy (for example a nickel-based alloy) resistant to creep and therefore advantageously having an S or W shape. They make it possible to ensure controlled sealing at the same time. downstream and upstream of the ring while maintaining gradual tightening depending on the different temperatures involved during the engine cycle.
Une fois les secteurs d’anneau juxtaposés (flasque de rétention amont et secteurs d’entretoise en place), la face externe 30b de la base annulaire 30 et les pattes radiales d'accrochage 32, 34 de l'anneau de turbine forment avec la virole centrale 22a du carter et les deux brides radiales annulaires 22b et 22c, une cavité annulaire hors-veine 50, autrement dit une cavité pressurisée externe à la veine aérodynamique d’air chaud, dans laquelle est monté un dispositif de refroidissement 52 (appelé aussi douchette de refroidissement) amenant de l’air de refroidissement et comportant chacun, sur sa face en regard de la base annulaire 30 et à une distancedde diffusion typiquement de l’ordre de 0.5 à 2mm, un ensemble de trous de refroidissement agencés de façon matricielle et formant un diffuseur d’air (voir la
L'air frais assurant le refroidissement prélevé en fond de chambre est amené depuis le côté extérieur de l'anneau de turbine par des trous de ventilation 54 formés dans le flasque de rétention amont 36 puis au travers d’au moins deux canaux de liaison 56 de sections divergentes aboutissant dans une chambre de tranquillisation 52a du dispositif de refroidissement 52 et traversant si nécessaire la seconde partie 40b des secteurs d’entretoise. Chacun des trous de ventilation 54 est avantageusement protégé par un filtre à poussières 58 monté sur le flasque de rétention amont. L’air de refroidissement sort ensuite à travers une tôle d’impact 60 clôturant la chambre de tranquillisation et munies de multiples perforations 62 pour faire impacter les jets sur l’anneau CMC, afin de diminuer la température dans l’anneau et ainsi diminuer le gradient thermique entre sa base annulaire 30 et les pattes d’accrochage 32, 34.The fresh air ensuring cooling taken from the bottom of the chamber is brought from the exterior side of the turbine ring through ventilation holes 54 formed in the upstream retention flange 36 then through at least two connecting channels 56 of divergent sections leading into a plenum 52a of the cooling device 52 and crossing if necessary the second part 40b of the spacer sectors. Each of the ventilation holes 54 is advantageously protected by a dust filter 58 mounted on the upstream retention flange. The cooling air then exits through an impact plate 60 enclosing the plenum chamber and provided with multiple perforations 62 to impact the jets on the CMC ring, in order to reduce the temperature in the ring and thus reduce the thermal gradient between its annular base 30 and the hooking lugs 32, 34.
On notera les languettes d’étanchéité inter-secteurs 66, 68 présentes à la fois sur les secteurs d’anneaux 30 et les secteurs d’entretoises 40 et qui assurent l’étanchéité de l’ensemble d’anneau de turbine une fois ces secteurs montés circonférentiellement bout à bout.Note the inter-sector sealing tabs 66, 68 present both on the ring sectors 30 and the spacer sectors 40 and which ensure the sealing of the turbine ring assembly once these sectors mounted circumferentially end to end.
Au moins deux ressorts 64 disposés verticalement entre le diffuseur d’air et le secteur d’anneau rattrape le jeu de montage entre les pions amont et aval et les orifices les recevant dans le secteur d’anneau. Le jeu entre le sommet de l’aube mobile haute pression de la turbine et l’anneau de turbine est ainsi mieux maitrisé pendant le cycle du vol de l’avion.At least two springs 64 arranged vertically between the air diffuser and the ring sector take up the mounting clearance between the upstream and downstream pins and the orifices receiving them in the ring sector. The clearance between the top of the high-pressure moving blade of the turbine and the turbine ring is thus better controlled during the aircraft flight cycle.
Comme le montre plus précisément la
Le carter formant structure de support d'anneau est réalisé en un matériau métallique, et chaque secteur d'anneau est réalisé d’un seul tenant (d’une seule pièce) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification de la préforme fibreuse par une matrice céramique. Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC, ou des fils en fibres de carbone. La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches. Le tissage peut être de type interlock. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra pour cela se référer au document WO2006/136755. Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est ensuite consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US2012/0027572.The casing forming a ring support structure is made of a metallic material, and each ring sector is made in one piece (in one piece) by forming a fibrous preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the fibrous preform by a ceramic matrix. To produce the fibrous preform, ceramic fiber yarns can be used, for example SiC fiber yarns, or carbon fiber yarns. The fibrous preform is advantageously produced by three-dimensional weaving, or multilayer weaving. The weaving can be interlock type. Other three-dimensional or multi-layer weave weaves can be used, for example multi-canvas or multi-satin weaves. For this, we can refer to document WO2006/136755. After weaving, the blank can be shaped to obtain a ring sector preform which is then consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification being able to be carried out in particular by chemical infiltration in the gas phase (CVI) which is well known. in itself. A detailed example of manufacturing CMC ring sectors is described in particular in document US2012/0027572.
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2022
- 2022-09-01 FR FR2208796A patent/FR3139292B1/en active Active
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