WO2016189215A1 - Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial - Google Patents

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WO2016189215A1
WO2016189215A1 PCT/FR2016/051123 FR2016051123W WO2016189215A1 WO 2016189215 A1 WO2016189215 A1 WO 2016189215A1 FR 2016051123 W FR2016051123 W FR 2016051123W WO 2016189215 A1 WO2016189215 A1 WO 2016189215A1
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ring
support structure
sectors
turbine
flanges
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PCT/FR2016/051123
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Inventor
Lucien Henri Jacques QUENNEHEN
Sébastien Serge Francis CONGRATEL
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Herakles
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Publication date
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • the invention relates to a turbine ring assembly for a turbomachine, which assembly comprises a plurality of one-piece ceramic matrix composite ring sectors and a ring support structure.
  • the field of application of the invention is in particular that of aeronautical gas turbine engines.
  • the invention is however applicable to other turbomachines, for example industrial turbines.
  • Ceramic matrix composite materials are known for their good mechanical properties that make them suitable for constituting structural elements, and for their ability to retain these properties at high temperatures.
  • the ring sectors comprise an annular base whose inner face defines the inner face of the turbine ring and an outer face from which two leg portions extend. whose ends are engaged in housings of a metal ring support structure.
  • the flanges of the ring support structure may no longer be in contact with the legs of the sectors or, at contrary, exert too much stress on the legs of the sectors, which can damage them.
  • the maintenance of the ring sectors on the ring support structure requires the use of a U-section clamp, which complicates the assembly of the sectors and increases the cost of the whole.
  • the invention aims to avoid such drawbacks and proposes for this purpose a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors forming a ring and a ring support structure comprising two annular flanges, each ring sector. having a first annular base portion with an inner face defining the inner face of the turbine ring and an outer face from which two legs extend radially, the legs of each ring sector being held between the two flanges rings of the ring support structure, the two annular flanges of the ring support structure stressing the tabs of the ring sectors, at least one of the flanges of the ring support structure being elastically deformable in the axial direction of the ring, characterized in that each ring sector is made of ceramic matrix composite material and in that the turbine ring assembly further comprises a plurality of pions engaged both in at least one of the annular flanges of the ring support structure and the tabs of the ring sectors facing said at least one annular flange.
  • the presence of the pins makes it possible to maintain the radial and circumferential positions of the ring sectors on the ring support structure. Indeed, the pins being engaged both in at least one annular flange of the ring support structure and in the legs of the ring sectors facing the flange concerned, it is possible to prevent slipping or displacement possible ring sectors in the circumferential and radial directions of the ring relative to the ring support structure, even in the event of contact between the vertex of a rotating blade and one or more sectors of ring.
  • the contact between the flanges of the ring support structure and the tabs of the ring sectors can be maintained independently of temperature variations.
  • the ring sectors can be mounted between the flanges with a "cold" prestressing, so that the contact between the ring sectors and the flanges is assured regardless of the temperature conditions.
  • the flexibility of at least one of the flanges of the ring support structure allows its deformation to accommodate the differential thermal expansion between the ring sectors and the flanges so as to avoid exerting too much stress on the ring sectors.
  • At least one of the annular flanges of the ring support structure comprises a lip on its face opposite the tabs of the ring sectors.
  • the presence of a lip on a flange facilitates the definition of the contact portion between the flange of the ring support structure and the tabs of the ring sectors facing it.
  • the elastically deformable flange of the ring support structure comprises a plurality of hooks distributed on its face opposite to that opposite the legs of the sectors of ring.
  • the presence of the hooks facilitates the spacing of the elastically deformable flange for the insertion of the tabs of the ring sectors between the flanges without having to slide forcibly the tabs between the flanges.
  • each elastically deformable flange of the ring support structure has a thickness less than that of the other flange of said ring support structure.
  • the present invention also relates to a method of producing a turbine ring assembly comprising
  • each ring sector having a first annular base portion with an inner face defining the inner face of the turbine ring and an outer face from which extend radially two legs,
  • the spacing between the two flanges of the ring structure being less than the distance between the outer faces of the tabs of each ring sector, at least one of the flanges of the ring support structure being elastically deformable in the direction axial of the ring,
  • each ring sector is made of ceramic matrix composite material, and in that the method further comprises engaging a plurality of pins in both at least one of the annular flanges of the ring support structure and the legs of the ring sectors facing said at least one annular flange.
  • locking pins makes it possible to maintain the radial and circumferential positions of the ring sectors on the ring support structure. Indeed, the pins being engaged both in at least one annular flange of the ring support structure and in the legs of the ring sectors facing the flange concerned, it is possible to prevent slipping or displacement possible ring sectors in the circumferential and radial directions of the ring relative to the ring support structure, even in the event of contact between the vertex of a rotating blade and one or more sectors of ring.
  • At least one of the annular flanges of the ring support structure comprises a lip on its face opposite the legs of the sectors of the invention. ring.
  • the elastically deformable flange of the ring support structure comprises a plurality of hooks distributed on its opposite side to that facing the legs. ring sectors, the traction in the axial direction of the ring exerted on said elastically deformable flange being performed by a tool engaged in one or more hooks.
  • the flange elastically of the ring support structure has a thickness less than that of the other flange of said ring support structure
  • FIG. 1 is a radial half-sectional view showing an embodiment of a turbine ring assembly according to the invention
  • Figures 2 to 4 show schematically the mounting of a ring sector in the ring support structure of the ring assembly of Figure 1;
  • FIG. 5 is a schematic perspective view showing an alternative embodiment of the hooks present on an elastically deformable ring support structure flange
  • FIG. 6 is a schematic perspective view showing another alternative embodiment of the hooks present on an elastically deformable ring support structure flange. Detailed description of embodiments
  • FIG. 1 shows a high pressure turbine ring assembly comprising a turbine ring 1 made of ceramic matrix composite material (CMC) and a metal ring support structure 3.
  • the turbine ring 1 surrounds a set of blades 5.
  • the turbine ring 1 is formed of a plurality of ring sectors 10, Figure 1 being a radial sectional view along a plane passing between two sectors of contiguous rings.
  • the arrow DA indicates the axial direction with respect to the turbine ring 1 while the arrow DR indicates the radial direction with respect to the turbine ring 1.
  • Each ring sector 10 has a substantially inverted ⁇ -shaped section with an annular base 12 whose inner face coated with a layer 13 of abradable material and / or a thermal barrier defines the flow stream of gaseous flow in the turbine.
  • Upstream and downstream tabs 14, 16 extend from the outer face of the annular base 12 in the radial direction DR.
  • upstream and downstream are used herein with reference to the flow direction of the gas flow in the turbine (arrow F).
  • the ring support structure 3 which is integral with a turbine casing 30 comprises an annular upstream radial flange 32 having a lip 34 on its face opposite the upstream lugs 14 of the ring sectors 10, the lip 34 being in bearing on the outer face 14a of the upstream tabs 14.
  • the ring support structure comprises an annular downstream radial flange 36 having a lip 38 on its face opposite the downstream tabs 16 of the ring sectors 10, the lip 38 being supported on the outer face 16a of the downstream tabs 16.
  • the lugs 14 and 16 of each ring sector 10 are preloaded between the annular flanges 32 and 54 so that the flanges exert, at least "cold", it is that is to say at an ambient temperature of about 20 ° C, but also at all operating temperatures of the turbine, a stress on the lugs 14 and 16 and thus a tightening of the sectors by the flanges.
  • This stress is maintained at all temperatures at which the ring assembly can be subjected during operation of the turbine and is controlled, that is to say without over-constraining the ring sectors, thanks to the presence of at least one elastically deformable flange as explained above.
  • the ring sectors 10 are further maintained by blocking pins. More precisely and as illustrated in FIG. 1, pins 40 are engaged both in the annular upstream radial flange 32 of the ring support structure 3 and in the upstream lugs 14 of the ring sectors 10. For this purpose , the pawns
  • the pins 41 are engaged both in the annular downstream radial flange 36 of the ring support structure 3 and in the downstream lugs 16 of the ring sectors 10.
  • the pins 41 each pass respectively through an orifice 37 formed in the annular downstream radial flange 36 and an orifice 17 formed in each downstream lug 16, the orifices 37 and 17 being aligned during the assembly of the ring sectors 10 on the ring support structure 3.
  • the presence of the pins makes it possible to maintain the radial and circumferential positions of the ring sectors on the ring support structure.
  • the pins being engaged both in at least one annular flange of the ring support structure and in the legs of the ring sectors facing the flange concerned, it is possible to prevent slipping or displacement possible ring sectors in the circumferential and radial directions of the ring relative to the ring support structure, even in the event of contact between the vertex of a rotating blade and one or more sectors of ring.
  • inter-sector sealing is provided by sealing tabs housed in grooves facing in the opposite edges of two neighboring ring sectors.
  • a tongue 22a extends over almost the entire length of the annular base 12 in the middle portion thereof.
  • Another tab 22b extends along the tab 14 and on a portion of the annular base 12.
  • Another tab 22c extends along the tab 16. At one end, the tab 22c abuts the tab 22a and on the tongue 22b.
  • the tongues 22a, 22b, 22c are for example metallic and are mounted with cold play in their housings to ensure the sealing function at the temperatures encountered in service.
  • this assembly is carried out at a distance from the hot face of the annular base 12 exposed to the gas flow,
  • the tabs 14, 16 advantageously have a relatively large radial section relative to their average thickness so that an effective thermal decoupling is obtained between the annular base 12 and the ends of the tabs 14, 16, and
  • one of the flanges of the ring structure is elastically deformable, which makes it possible to compensate for the differential expansions between the tabs of the CMC ring sectors and the flanges of the metal ring support structure without significantly increasing the stress exerted "cold" by the flanges on the legs of the ring sectors.
  • ventilation holes 32a formed in the flange 32 make it possible to supply cooling air to the outside of the turbine ring 10.
  • Each ring sector 10 described above is made of ceramic matrix composite material (CMC) by forming a fibrous preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the ring sector by a ceramic matrix .
  • CMC ceramic matrix composite material
  • Ceramic fiber yarns for example SiC fiber yarns, such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Nicalon”, or carbon fiber yarns.
  • the fiber preform is advantageously made by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with development of debonding zones to separate the preform portions corresponding to the tabs 14 and 16 of the sectors 10.
  • the weave can be interlock type, as illustrated.
  • Other weaves of three-dimensional weave or multilayer can be used as for example multi-web or multi-satin weaves.
  • the blank After weaving, the blank can be shaped to obtain a ring sector preform which is consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification can be achieved in particular by chemical vapor infiltration (CVI) or an MI process ( "Melt Infiltrated", liquid silicon introduced into the fibrous preform by capillarity, the preform being previously consolidated by a CVI phase) which are well known per se.
  • CVI chemical vapor infiltration
  • MI process "Melt Infiltrated", liquid silicon introduced into the fibrous preform by capillarity, the preform being previously consolidated by a CVI phase
  • the ring support structure 3 is made of a metallic material such as inconel, the C263 superalloy or Waspaloy®.
  • the realization of the turbine ring assembly is continued by mounting the ring sectors 10 on the ring support structure 3.
  • the gap E between the annular upstream radial flange 32 and the annular downstream radial flange 36 at "rest", that is to say when no ring sector is mounted between the flanges is smaller than the distance D present between the outer faces 14a and 16a of the upstream legs and downstream 14 and 16 of the ring sectors.
  • the gap E is measured between the lips 34 and 38 present respectively at the end of the annular flanges 32 and 36.
  • the spacing is measured between the inner faces of the flanges which will be in contact with the outer surface of the legs of the ring sectors.
  • the ring support structure comprises at least one annular flange which is elastically deformable in the axial direction DA of the invention. 'ring.
  • the annular downstream radial flange 36 which is elastically deformable.
  • the annular downstream radial flange 36 of the ring support structure 3 has a reduced thickness relative to the annular upstream radial flange 32, which gives it a certain elasticity.
  • the annular downstream radial flange 36 is pulled in the direction DA as shown in Figures 3 and 4 to increase the spacing between the flanges 32 and 36 and allow the insertion tabs 14 and 16 between the flanges 32 and 36 without risk of damage.
  • the downstream radial flange annular 36 In order to facilitate the pulling of the downstream radial flange annular 36, it comprises a plurality of hooks 39 distributed on its face 36a, which face is opposite the face 36b of the flange 36 opposite the downstream tabs 16 of the ring sectors 10 ( Figure 4).
  • the traction in the axial direction DA of the ring exerted on the elastically deformable flange 36 is here carried out by means of a tool 50 comprising at least one arm 51 whose end comprises a hook 510 which is engaged in a hook 39 present on the outer face 36a of the flange 36.
  • the number of hooks 39 distributed on the face 36a of the flange 36 is defined as a function of the number of traction points that one wishes to have on the flange 36. This number depends mainly on the elastic nature of the flange. Other forms and arrangements of means for exerting traction in the axial direction DA on one of the flanges of the ring support structure can of course be considered within the scope of the present invention.
  • each lug 14 or 16 of the ring sector may comprise one or more openings for the passage of a blocking pin .
  • FIG. 5 shows an annular downstream radial flange 136 having a plurality of hooks 139 which open in the circumferential direction of the flange and in which a lug 151 of a traction tool is introduced.
  • Figure 6 shows an annular downstream radial flange 236 having a plurality of hooks 239 which open in the radial and downward direction of the flange and in which a lug 251 of a pulling tool is introduced.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprend une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3) comportant deux brides annulaires (32, 36), chaque secteur d'anneau (10) ayant deux pattes (14, 16) maintenues respectivement entre les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3). Les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3) exercent une contrainte sur les pattes (14, 16) des secteurs d'anneau (10). Une (36) des brides de la structure de support d'anneau (3) est élastiquement déformable dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1). L'ensemble d'anneau de turbine comprend en outre une pluralité de pions (40; 41) engagés à la fois dans les brides annulaires (32; 36) de la structure de support d'anneau (3) et les pattes (14; 16) des secteurs d'anneau (10) en regard des brides annulaire (32; 36).

Description

Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine pour une turbomachine, lequel ensemble comprend une pluralité de secteurs d'anneau en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau.
Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.
Les matériaux composites à matrice céramique, ou CMC, sont connus pour leurs bonnes propriétés mécaniques qui les rendent aptes à constituer des éléments de structure, et pour leur capacité à conserver ces propriétés à des températures élevées.
Dans des moteurs aéronautiques à turbine à gaz, l'amélioration du rendement et la réduction des émissions polluantes conduisent à rechercher un fonctionnement à des températures toujours plus élevées. Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis à des flux hautes températures. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
L'utilisation de CMC pour différentes parties chaudes de tels moteurs a déjà été envisagée, d'autant que les CMC ont une masse volumique inférieure à celle de métaux réfractaires traditionnellement utilisés.
Ainsi, la réalisation de secteurs d'anneau de turbine en une seule pièce en CMC est notamment décrite dans le document US 2012/0027572. Les secteurs d'anneau comportent une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes dont les extrémités sont engagées dans des logements d'une structure métallique de support d'anneau.
L'utilisation de secteurs d'anneau en CMC permet de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l'anneau de turbine. Toutefois, l'étanchéité entre la veine d'écoulement gazeux du côté intérieur des secteurs d'anneau et le côté extérieur des secteurs d'anneau demeure un problème. En effet, afin d'assurer une bonne étanchéité, il faut pouvoir assurer un bon contact entre les pattes des secteurs d'anneau en CMC et les brides métalliques de la structure de support d'anneau. Or, les dilatations différentielles entre le métal de la structure de support d'anneau et le CMC des secteurs d'anneau complique le maintien de l'étanchéité entre ces éléments. Ainsi, lors de dilatations différentielles et suivant la géométrie de montage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau, les brides de la structure de support d'anneau peuvent ne plus être en contact avec les pattes des secteurs ou, au contraire, exercer une contrainte trop forte sur les pattes des secteurs, ce qui peut les endommager. En outre, comme décrit dans le document US 2012/0027572, le maintien des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau nécessite l'utilisation d'une pince à section en U, ce qui complexifie le montage des secteurs et augmente le coût de l'ensemble.
Les documents US 4 596 116 et US 4 087 199 divulguent un ensemble d'anneau de turbine dans lequel des secteurs d'anneau sont maintenus axialement entre des pattes d'une structure de support d'anneau. Toutefois, les solutions d'accrochage des secteurs d'anneaux divulguées dans ces documents ne permettent pas d'empêcher un déplacement ou glissement des secteurs d'anneau dans les directions radiale et circonférentielle de l'anneau, ce qui peut être problématique, en particulier en cas de contact entre le sommet d'une aube en rotation et la surface interne d'un ou plusieurs secteurs d'anneau.
Objet et résumé de l'invention
L'invention vise à éviter de tels inconvénients et propose à cet effet un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau formant un anneau et une structure de support d'anneau comportant deux brides annulaires, chaque secteur d'anneau ayant une première partie formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes, les pattes de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau, les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau exerçant une contrainte sur les pattes des secteurs d'anneau, au moins une des brides de la structure de support d'anneau étant élastiquement déformable dans la direction axiale de l'anneau, caractérisé en ce que chaque secteur d'anneau est en matériau composite à matrice céramique et en ce que l'ensemble d'anneau de turbine comprend en outre une pluralité de pions engagés à la fois dans au moins une des brides annulaires de la structure de support d'anneau et les pattes des secteurs d'anneau en regard de ladite au moins bride annulaire.
La présence des pions permet d'assurer le maintien en positions radiale et circonférentielle des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau. En effet, les pions étant engagés à la fois dans au moins une bride annulaire de la structure de support d'anneau et dans les pattes des secteurs d'anneau en regard de la bride concernée, il est possible d'empêcher tout glissement ou déplacement éventuel des secteurs d'anneau dans les directions circonférentielle et radiale de l'anneau par rapport dans la structure de support d'anneau, et ce même en cas de contact entre le sommet d'une aube en rotation et un ou plusieurs secteurs d'anneau.
En outre, grâce à la présence d'au moins une bride élastiquement déformable, le contact entre les brides de la structure de support d'anneau et les pattes des secteurs d'anneau peut être maintenu indépendamment des variations de température. En effet, les secteurs d'anneau peuvent être montés entre les brides avec une précontrainte « à froid », de sorte que le contact entre les secteurs d'anneau et les brides soit assuré quelles que soient les conditions de température. La souplesse d'au moins une des brides de la structure de support d'anneau permet par sa déformation d'accommoder les dilatations thermiques différentielles entre les secteurs d'anneau et les brides de manière à éviter d'exercer une contrainte trop importante sur les secteurs d'anneau. Selon un premier aspect de l'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, au moins une des brides annulaires de la structure de support d'anneau comporte une lèvre sur sa face en regard des pattes des secteurs d'anneau. La présence d'une lèvre sur une bride permet de faciliter la définition de la portion de contact entre la bride de la structure de support d'anneau et les pattes des secteurs d'anneau en regard de celle-ci.
Selon un deuxième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, la bride élastiquement déformable de la structure de support d'anneau comporte une pluralité de crochets répartis sur sa face opposée à celle en regard des pattes des secteurs d'anneau. La présence des crochets permet de faciliter l'écartement de la bride élastiquement déformable pour l'insertion des pattes des secteurs d'anneau entre les brides sans avoir à glisser en force les pattes entre les brides.
Selon un troisième aspect de l'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, chaque bride élastiquement déformable de la structure de support d'anneau présente une épaisseur inférieure à celle de l'autre bride de ladite structure de support d'anneau.
La présente invention a également pour objet un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine comprenant
- la fabrication d'une pluralité de secteurs d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant une première partie formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes,
- la fabrication d'une structure de support d'anneau comportant deux brides annulaires,
- le montage de chaque secteur d'anneau entre les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau,
l'écartement entre les deux brides de la structure d'anneau étant inférieur à la distance entre les faces externes des pattes de chaque secteur d'anneau, au moins une des brides de la structure de support d'anneau étant élastiquement déformable dans la direction axiale de l'anneau,
caractérisé en ce que, lors du montage de chaque secteur d'anneau, une traction dans la direction axiale de l'anneau est exercée sur ladite bride élastiquement déformable de manière à augmenter l'écartement entre les deux brides et engager les pattes du secteur d'anneau entre les deux brides de la structure de support d'anneau, en ce que chaque secteur d'anneau est réalisé en matériau composite à matrice céramique, et en ce que le procédé comprend en outre l'engagement d'une pluralité de pions à la fois dans au moins une des brides annulaires de la structure de support d'anneau et les pattes des secteurs d'anneau en regard de ladite au moins bride annulaire.
L'utilisation de pions de blocage permet d'assurer le maintien en positions radiale et circonférentielle des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau. En effet, les pions étant engagés à la fois dans au moins une bride annulaire de la structure de support d'anneau et dans les pattes des secteurs d'anneau en regard de la bride concernée, il est possible d'empêcher tout glissement ou déplacement éventuel des secteurs d'anneau dans les directions circonférentielle et radiale de l'anneau par rapport dans la structure de support d'anneau, et ce même en cas de contact entre le sommet d'une aube en rotation et un ou plusieurs secteurs d'anneau.
En outre grâce à la traction exercée sur la patte élastiquement déformable, il est possible d'insérer les pattes des secteurs d'anneau entre les brides de la structure de support d'anneau sans avoir à forcer sur lesdites pattes qui sont ensuite maintenues axialement avec une contrainte entre les brides après relâchement de la traction exercée sur la bride élastiquement déformable.
Selon un premier aspect du procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, au moins une des brides annulaires de la structure de support d'anneau comporte une lèvre sur sa face en regard des pattes des secteurs d'anneau.
Selon un deuxième aspect du procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, la bride élastiquement déformable de la structure de support d'anneau comporte une pluralité de crochets répartis sur sa face opposée à celle en regard des pattes des secteurs d'anneau, la traction dans la direction axiale de l'anneau exercée sur ladite bride élastiquement déformable étant réalisée par un outil engagé dans un ou plusieurs crochets.
Selon un troisième aspect du procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention, la bride élastiquement déformable de la structure de support d'anneau présente une épaisseur inférieure à celle de l'autre bride de ladite structure de support d'anneau
Brève description des dessins.
L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en demi-coupe radiale montrant un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- les figures 2 à 4 montrent schématiquement le montage d'un secteur d'anneau dans la structure de support d'anneau de l'ensemble d'anneau de la figure 1 ;
- la figure 5 est une vue schématique en perspective montrant une variante de réalisation des crochets présents sur une bride de structure de support d'anneau élastiquement déformable ;
- la figure 6 est une vue schématique en perspective montrant une autre variante de réalisation des crochets présents sur une bride de structure de support d'anneau élastiquement déformable. Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives 5. L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en coupe radiale selon un plan passant entre deux secteurs d'anneaux contigus. La flèche DA indique la direction axiale par rapport à l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche DR indique la direction radiale par rapport à l'anneau de turbine 1.
Chaque secteur d'anneau 10 a une section sensiblement en forme de π inversé avec une base annulaire 12 dont la face interne revêtue d'une couche 13 de matériau abradable et/ou d'une barrière thermique définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 14, 16 s'étendent à partir de la face externe de la base annulaire 12 dans la direction radiale DR. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine (flèche F).
La structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine 30 comprend une bride radiale amont annulaire 32 comportant une lèvre 34 sur sa face en regard des pattes amont 14 des secteurs d'anneau 10, la lèvre 34 étant en appui sur la face externe 14a des pattes amont 14. Du côté aval, la structure de support d'anneau comprend une bride radiale aval annulaire 36 comportant une lèvre 38 sur sa face en regard des pattes aval 16 des secteurs d'anneau 10, la lèvre 38 tant en appui sur la face externe 16a des pattes aval 16.
Comme expliqué ci-après en détails, les pattes 14 et 16 de chaque secteur d'anneau 10 sont montées en précontrainte entre les brides annulaires 32 et 54 de manière à ce que les brides exercent, au moins à « froid », c'est-à-dire à une température ambiante d'environ 20°C, mais également à toutes les températures de fonctionnement de la turbine, une contrainte sur les pattes 14 et 16 et donc un serrage des secteurs par les brides. Cette contrainte est maintenue à toutes les températures auxquelles l'ensemble d'anneau peut être soumis lors du fonctionnement de la turbine et est maîtrisée, c'est-à-dire sans sur- contraindre les secteurs d'anneau, grâce à la présence d'au moins une bride élastiquement déformable comme expliqué ci-avant.
Par ailleurs, dans l'exemple décrit ici, les secteurs d'anneau 10 sont en outre maintenus par des pions de blocage. Plus précisément et comme illustré sur la figure 1, des pions 40 sont engagés à la fois dans la bride radiale amont annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3 et dans les pattes amont 14 des secteurs d'anneau 10. A cet effet, les pions
40 traversent chacun respectivement un orifice 33 ménagé dans la bride radiale amont annulaire 32 et un orifice 15 ménagé dans chaque patte amont 14, les orifices 33 et 15 étant alignés lors du montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3. De même, des pions
41 sont engagés à la fois dans la bride radiale aval annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 et dans les pattes aval 16 des secteurs d'anneau 10. A cet effet, les pions 41 traversent chacun respectivement un orifice 37 ménagé dans la bride radiale aval annulaire 36 et un orifice 17 ménagé chaque patte aval 16, les orifices 37 et 17 étant alignés lors du montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3. La présence des pions permet d'assurer le maintien en positions radiale et circonférentielle des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau. En effet, les pions étant engagés à la fois dans au moins une bride annulaire de la structure de support d'anneau et dans les pattes des secteurs d'anneau en regard de la bride concernée, il est possible d'empêcher tout glissement ou déplacement éventuel des secteurs d'anneau dans les directions circonférentielle et radiale de l'anneau par rapport dans la structure de support d'anneau, et ce même en cas de contact entre le sommet d'une aube en rotation et un ou plusieurs secteurs d'anneau.
En outre, l'étanchéité inter-secteurs est assurée par des languettes d'étanchéité logées dans des rainures se faisant face dans les bords en regard de deux secteurs d'anneau voisin. Une languette 22a s'étend sur presque toute la longueur de la base annulaire 12 dans la partie médiane de celle-ci. Une autre languette 22b s'étend le long de la patte 14 et sur une partie de la base annulaire 12. Une autre languette 22c s'étend le long de la patte 16. A une extrémité, la languette 22c vient en butée sur la languette 22a et sur la languette 22b. Les languettes 22a, 22b, 22c sont par exemple métalliques et sont montées avec jeu à froid dans leurs logements afin d'assurer la fonction d'étanchéité aux températures rencontrées en service.
L'assemblage sans jeu des pattes 14, 16 du secteur d'anneau en CMC avec des parties métalliques de la structure de support d'anneau est rendu possible en dépit de la différence de coefficient de dilatation thermique du fait que :
- cet assemblage est réalisé à distance de la face chaude de la base annulaire 12 exposée au flux gazeux,
- les pattes 14, 16 présentent avantageusement en section radiale une longueur relativement grande par rapport à leur épaisseur moyenne de sorte qu'un découplage thermique efficace est obtenu entre la base annulaire 12 et les extrémités des pattes 14, 16, et
- une des brides de la structure d'anneau est élastiquement déformable, ce qui permet de compenser les dilatations différentielles entre les pattes des secteurs d'anneau en CMC et les brides de la structure de support d'anneau en métal sans augmenter significativement la contrainte exercée « à froid » par les brides sur les pattes des secteurs d'anneau.
En outre, de façon classique, des orifices de ventilation 32a formés dans la bride 32 permettent d'amener de l'air de refroidissement du côté extérieur de l'anneau de turbine 10.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1.
Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramiques, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "Nicalon", ou des fils en fibres de carbone.
La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 14 et 16 des secteurs 10.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) ou un procédé MI (« Melt Infiltrated », silicium liquide introduit dans la préforme fibreuse par capillarité, la préforme étant préalablement consolidée par une phase CVI) qui sont bien connus en soi.
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel que de l'inconel, le superalliage C263 ou du Waspaloy®. La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3. Comme illustré sur la figure 2, l'écartement E entre la bride radiale amont annulaire 32 et la bride radiale aval annulaire 36 au « repos », c'est-à-dire lorsqu'aucun secteur d'anneau est monté entre les brides, est inférieur à la distance D présente entre les faces externes 14a et 16a des pattes amont et aval 14 et 16 des secteurs d'anneau. Dans l'exemple décrit ici, l'écartement E est mesuré entre les lèvres 34 et 38 présentes respectivement à l'extrémité des brides annulaires 32 et 36. Dans les modes de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention dans lesquels les brides annulaires ne comportent pas de lèvres, l'écartement est mesuré entre les faces internes des brides qui seront en contact avec la surface externe des pattes des secteurs d'anneau.
En définissant un écartement E entre les brides de la structure de support d'anneau inférieur à la distance D entre les faces externes des pattes de chaque secteur d'anneau, il est possible de monter les secteurs d'anneau en précontrainte entre les brides de la structure de support d'anneau. Toutefois, afin de ne pas endommager les pattes des secteurs d'anneau en CMC lors du montage et conformément à l'invention, la structure de support d'anneau comprend au moins une bride annulaire qui est élastiquement déformable dans la direction axiale DA de l'anneau. Dans l'exemple décrit ici, c'est la bride radiale aval annulaire 36 qui est élastiquement déformable. En effet, la bride radiale aval annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 présente une épaisseur réduite par rapport à la bride radiale amont annulaire 32, ce qui lui confère une certaine élasticité.
Lors du montage d'un secteur d'anneau 10, la bride radiale aval annulaire 36 est tirée dans la direction DA comme montré sur les figures 3 et 4 afin d'augmenter l'écartement entre les brides 32 et 36 et permettre l'insertion des pattes 14 et 16 entre les brides 32 et 36 sans risque d'endommagement. Une fois les pattes 14 et 16 d'un secteur d'anneau 10 insérées entre les brides 14 et 16 et positionnées de manière à ligner les orifices 33 et 15, d'une part, et 17 et 37 d'autre part, la bride 36 est relâchée, les lèvres 34 et 38 respectivement des brides 32 et 36 exerçant alors une contrainte de maintien sur les pattes 14 et 16 du secteur d'anneau. Afin de faciliter l'écartement par traction de la bride radiale aval annulaire 36, celle-ci comporte une pluralité de crochets 39 répartis sur sa face 36a, face qui est opposée à la face 36b de la bride 36 en regard des pattes aval 16 des secteurs d'anneau 10 (figure 4). La traction dans la direction axiale DA de l'anneau exercée sur la bride 36 élastiquement déformable est ici réalisée au moyen d'un outil 50 comprenant au moins un bras 51 dont l'extrémité comporte un crochet 510 qui est engagé dans un crochet 39 présent sur la face externe 36a de la bride 36.
Le nombre de crochets 39 répartis sur la face 36a de la bride 36 est défini en fonction du nombre de points de traction que l'on souhaite avoir sur la bride 36. Ce nombre dépend principalement du caractère élastique de la bride. D'autres formes et dispositions de moyens permettant d'exercer une traction dans la direction axiale DA sur une des brides de la structure de support d'anneau peuvent bien entendu être envisagées dans le cadre de la présente invention.
Une fois le secteur d'anneau 10 inséré et positionné entre les brides 32 et 36, des pions 40 sont engagés dans les orifices alignés 33 et 15 ménagés respectivement dans la bride radiale amont annulaire 32 et dans la patte amont 14, et des pions 41 sont engagés dans les orifices alignés 37 et 17 ménagés respectivement dans la bride radiale aval annulaire 36 et dans la patte aval 16. Chaque patte 14 ou 16 de secteur d'anneau peut comporter un ou plusieurs orifice pour le passage d'un pion de blocage.
La forme et l'orientation des crochets peuvent varier. La figure 5 montre une bride radiale aval annulaire 136 comportant une pluralité de crochets 139 qui s'ouvrent dans la direction circonférentielle de la bride et dans lesquels une patte 151 d'un outillage de traction est introduite. La figure 6 montre une bride radiale aval annulaire 236 comportant une pluralité de crochets 239 qui s'ouvrent dans la direction radiale et vers le bas de la bride et dans lesquels une patte 251 d'un outillage de traction est introduite.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3) comportant deux brides annulaires (32, 36), chaque secteur d'anneau (10) ayant une première partie (12) formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine (1) et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes (14, 16), les pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) étant maintenues entre les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3), les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3) exerçant une contrainte sur les pattes (14, 16) des secteurs d'anneau (10), au moins une (36) des brides de la structure de support d'anneau (3) étant élastiquement déformable dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1),
caractérisé en ce que chaque secteur d'anneau (10) est en matériau composite à matrice céramique et en ce que l'ensemble d'anneau de turbine comprend en outre une pluralité de pions (40 ; 41) engagés à la fois dans au moins une des brides annulaires (32 ; 36) de la structure de support d'anneau (3) et les pattes (14 ; 16) des secteurs d'anneau (10) en regard de ladite au moins bride annulaire (32 ; 36).
2. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une des brides annulaires (32 ; 36) de la structure de support d'anneau comporte une lèvre (34 ; 38) sur sa face en regard des pattes (14 ; 16) des secteurs d'anneau (10).
3. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la bride élastiquement déformable (36) de la structure de support d'anneau (3) comporte une pluralité de crochets (39) répartis sur sa face (36a) opposée à celle (36b) en regard des pattes (16) des secteurs d'anneau (10).
4. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que chaque bride élastiquement déformable (36) de la structure de support d'anneau (3) présente une épaisseur inférieure à celle de l'autre bride (32) de ladite structure de support d'anneau (3).
5. Procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine comprenant
- la fabrication d'une pluralité de secteurs d'anneau (10), chaque secteur d'anneau (10) ayant une première partie (12) formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne d'un anneau de turbine (1) et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes (14, 16),
- la fabrication d'une structure de support d'anneau (3) comportant deux brides annulaires (32, 36),
- le montage de chaque secteur d'anneau (10) entre les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3), l'écartement (E) entre les deux brides (32, 36) de la structure d'anneau (3) étant inférieur à la distance (D) entre les faces externes (14a, 16a) des pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10), au moins une (36) des brides de la structure de support d'anneau (3) étant élastiquement déformable dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1),
caractérisé en ce que chaque secteur d'anneau (10) est réalisé en matériau composite à matrice céramique, en ce que, lors du montage de chaque secteur d'anneau (10), une traction dans la direction axiale (DA) de l'anneau de turbine (1) est exercée sur ladite bride élastiquement déformable (36) de manière à augmenter l'écartement entre les deux brides (32, 36) et engager les pattes (14, 16) du secteur d'anneau entre les deux brides de la structure de support d'anneau (3), et en ce que le procédé comprend en outre l'engagement d'une pluralité de pions (40 ; 41) à la fois dans au moins une des brides annulaires (32 ; 36) de la structure de support d'anneau (3) et les pattes (14 ; 16) des secteurs d'anneau (10) en regard de ladite au moins bride annulaire (32 ; 36).
6. Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'au moins une des brides annulaires (32 ; 36) de la structure de support d'anneau (3) comporte une lèvre (34 ; 38) sur sa face en regard des pattes (14 ; 16) des secteurs d'anneau (10).
7. Procédé selon la revendication 5 ou 6, caractérisé en ce que la bride élastiquement déformable (36) de la structure de support d'anneau (3) comporte une pluralité de crochets (39) répartis sur sa face opposée (36a) à celle (36b) en regard des pattes (16) des secteurs d'anneau (10), la traction dans la direction axiale (DA) de l'anneau (1) exercée sur ladite bride élastiquement déformable étant réalisée par un outil (50) engagé dans un ou plusieurs crochets (39).
8. Procédé selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que la bride élastiquement déformable (36) de la structure de support d'anneau (3) présente une épaisseur inférieure à celle de l'autre bride (32) de ladite structure de support d'anneau (3).
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