WO2017194860A1 - Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid - Google Patents

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WO2017194860A1
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turbine
sector
flange
radial direction
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PCT/FR2017/051076
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Gilles Lepretre
Thierry TESSON
Adèle LYPRENDI
Thomas REVEL
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Safran Aircraft Engines
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    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators

Definitions

  • 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 to retain their mechanical properties at high temperatures, which makes them suitable for constituting hot structural elements.
  • a set of metal turbine ring deforms under the effect of heat flow, which changes the clearance at the flow path and, therefore, the performance of the turbine.
  • the ring sectors comprise an annular base whose inner face defines the internal face of the turbine ring and an outer face from which two parts extend. forming tabs whose ends are engaged in housings of a metal ring support structure.
  • the aim of the invention is to avoid such drawbacks and proposes for this purpose a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors of ceramic matrix composite material forming a turbine ring and a ring support structure comprising a first and second annular flanges, the ring support structure being of a material having a coefficient of thermal expansion greater than the coefficient of thermal expansion of the ceramic matrix composite material of the ring sectors, each ring sector having a cross-section in a plane defined by an axial direction and a radial direction of the turbine ring a K-shaped having an annular base portion with, in the radial direction of the turbine ring, an inner face defining the inner face of the turbine ring; turbine ring and an outer face from which extend first and second S-shaped legs, the legs of each sector ring being held between the two annular flanges of the ring support structure.
  • the ring assembly is characterized in that the inner face in the radial direction of the turbine ring of the first leg of each ring sector rests on a portion of a first and second holding member integral with the first annular flange and in that the inner face in the radial direction of the turbine ring of the second leg of each ring sector rests on a portion of a third and fourth holding members integral with the second annular flange.
  • the ring assembly is further characterized in that the first annular flange comprises on its face facing the first leg of each ring sector a plurality of clamps distributed circumferentially on the first flange, the face external in the radial direction of the turbine ring of the first leg of each ring sector being in contact with two clamps, and in that the second annular flange comprises on its face opposite the second leg of each ring sector a plurality of clamps distributed circumferentially on the second flange, the outer face in the radial direction of the turbine ring of the second tab of each ring sector being in contact with two clamps .
  • the first and second holding members are respectively formed by first and second pins integral with the first annular flange and in that the third and fourth elements of maintenance are respectively formed by third and fourth pins integral with the second annular flange.
  • each clamp is part of an eccentric adjustable clamping element.
  • the eccentric clamping elements it is possible to adjust the cold supports between the ring sectors and the ring support structure.
  • the upper face in the radial direction of the turbine ring of the first leg of each ring sector comprises two bearing surfaces in contact respectively with two clamping flanges of the first annular flange, the lower face in the radial direction of the turbine ring of the first flap of each ring sector comprising two rest surfaces in contact with each other; respectively with the first and second integral holding members of the first annular flange, the two bearing surfaces and the two rest surfaces extending in the same first plane.
  • the upper face in the radial direction of the turbine ring of the second leg of each ring sector comprises two bearing surfaces in contact respectively with two clamping flanges of the second annular flange, the lower face in the radial direction.
  • the first or second leg of each ring sector comprises a recess located between the two bearing surfaces and in which is housed a centering element. integral with the first or second annular flange.
  • the centering element makes it possible to guide and maintain in radial position the ring sectors during expansion of the flanges of the ring support structure.
  • the turbine ring assembly of the invention further comprises a plurality of upstream flange mounted on the first flange, each upstream flange comprising a first and second holding member.
  • the use of flanges facilitates the mounting of the ring sectors on the ring support structure.
  • FIG. 1 is a first schematic perspective view of an embodiment of a turbine ring assembly according to the invention
  • FIG. 2 is a second schematic perspective view of the turbine ring assembly of FIG. 1;
  • FIG. 3 is a first schematic exploded perspective view of the turbine ring assembly of FIGS. 1 and 2;
  • FIG. 4 is a second schematic perspective exploded view of the turbine ring assembly of FIGS. 1 and 2;
  • FIG. 5 is a schematic perspective view showing the mounting of a ring sector on the ring support structure of FIGS. 1 and 2;
  • FIG. 6 is a sectional view of the assembly of the turbine ring of FIG. 1;
  • FIG. 7 is a sectional view of the assembly of the turbine ring of Figure 6 along the section plane VII shown in Figure 6;
  • FIG. 8 is a sectional view of the assembly of the turbine ring of FIG. 6 along the section plane VIII indicated in FIG. 8. Detailed description of embodiments
  • FIGS. 1 and 2 show 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 rotary blades (not shown).
  • the turbine ring 1 is formed of a plurality of ring sectors 10, with Figures 1 and 2 being radial sectional views.
  • the arrow DA indicates the axial direction of the turbine ring 1 while the arrow DR indicates the radial direction of the turbine ring 1.
  • Each ring sector 10 has, as illustrated in Figure 3 and in a plane defined by the axial directions DA and radial DR a substantially K-shaped section comprising an annular base 12 with, in the radial direction DR of the ring, an inner face coated with a layer 13 of abradable material defines the flow stream of gas flow in the turbine.
  • S-shaped upstream and downstream lugs 14, 16 extend in the direction DR from the outer face of the annular base 12 over the entire width thereof and over end portions. upstream and downstream 121 and 122 of the annular base 12.
  • upstream and downstream 121 and 122 of the annular base 12 are used herein with reference to the flow direction of the gas flow in the turbine (arrow F in Figures 1 and 2).
  • the ring support structure 3 which is integral with a turbine casing 30 comprises an annular upstream radial flange 32 and an annular downstream radial flange 36 which extend in the radial direction DR towards the center of the ring 1 and in the circumferential direction of the ring.
  • the ring support structure 3 further comprises a plurality of upstream flanges 33 each having a shape of a ring segment, the upstream flanges 33 being fixed on the annular upstream radial flange 32.
  • the inner face 14b in the radial direction DR of the turbine ring of the first lug 14 of each ring sector 10 comprises two resting surfaces 1415 and 1416 (FIGS. 3 and 8) which rest on a part respectively of a first and second holding members, here pins 40 and 41, integral with the annular upstream radial flange 32 ( Figure 1), the holding elements being of a material having a coefficient of thermal expansion greater than the coefficient of thermal expansion of the composite material ceramic matrix of ring areas.
  • the pins 40 and 41 are shrunk in orifices 330 and 331 of each upstream flange 33 by known metal assemblies such as adjustments H6-P6 or other strength arrangements that allow the holding of these elements to cold.
  • the upstream flanges 33 being fixed on the annular upstream radial flange 32, the pins 40 and 41 are integral with the annular upstream radial flange.
  • the inner face 16b in the radial direction DR of the turbine ring of the second lug 16 of each ring sector 10 comprises two resting surfaces 1615 and 1616 (FIGS. 4 and 7) which are resting on a portion respectively of a third and fourth holding member, here pins 50 and 51, integral with the annular downstream radial flange 36 ( Figure 2), the holding elements being of a material having a higher coefficient of thermal expansion the coefficient of thermal expansion of the ceramic matrix composite material of the ring sectors.
  • the pins 50 and 51 are hooped in orifices 360 and 361 present on the annular downstream radial flange 36 by known metal assemblies such as H6-P6 adjustments or other force arrangements which allow the holding of these elements cold.
  • upstream flanges 33 makes it easier to mount the ring sectors on the ring support structure.
  • the annular upstream radial flange 32 of the ring support structure 3 comprises on its face 32a facing the upstream tab 14 of the ring sectors 10 a plurality of clamps 61 and 71 respectively belonging to clamping elements to eccentric 60 and 70 and corresponding to support portions of the flanges on the ring sectors.
  • Each eccentric clamping element 60, 70 respectively comprises a threaded rod 62, respectively 72, which is placed in an orifice 322, respectively 323, present on the flange 32 and in an orifice 332, respectively 333, present on each upstream flange 33.
  • the clamp 61, 71 respectively, here in the form of a pad having a flat 610, respectively 710, is eccentrically fixed on the threaded rod 62, respectively 72.
  • the clamp 61, respectively 71 presents on the side of the face 32a opposite the upstream tab 14, is maintained in a determined position by clamping a nut 63, respectively 73, on the threaded rod 62, respectively 72.
  • Support surfaces 1413 and 1414 present on the outer face 14a of the upstream tab 14 are respectively in cold contact with the two clamps 61 and 71 present on the face 32a of the flange 32 opposite the upstream tab 14 of each ring sector 10.
  • the annular downstream radial flange 36 of the ring support structure 3 comprises on its face 36a opposite the downstream tab 16 of the ring sectors 10 a plurality of clamps 81 and 91 respectively belonging to eccentric clamping elements 80 and 90 and corresponding to support portions of the flanges on the ring sectors.
  • Each eccentric clamping element 80, respectively 90 comprises a threaded rod 82, 92 respectively, which is placed in an orifice 362, respectively 363, present on the flange 36.
  • the clamping flange 81, respectively 91 here in the form of a pad having a flat 810, respectively 910, is eccentrically fixed to the threaded rod 82, respectively 92.
  • the clamping flange 81, respectively 91 has the side of the face 36a opposite the downstream tab 16, is maintained in a determined position by tightening a nut 83, 93 respectively, on the threaded rod 82, 92 respectively.
  • Supporting surfaces 1613 and 1614 present on the outer face 16a of the downstream tab 16 are respectively in cold contact with the two clamps 81 and 91 present on the face 36a of the flange 36 opposite the downstream tab 16 of each ring sector 10.
  • cold is meant in the present invention, the temperature at which the ring assembly is located when the turbine is not operating, that is to say at an ambient temperature which can be for example of about 25 ° C.
  • Hot means here the temperatures to which the ring assembly is subjected during operation of the turbine, these temperatures being between 600 ° C and 900 ° C.
  • the eccentric clamping elements may have other shapes than that described above.
  • the flange of these elements may consist for example of a cylindrical element eccentrically mounted on the threaded rod.
  • Inter-sector sealing is ensured by sealing tabs housed in grooves facing each other in opposite edges of two adjacent 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 tabs 22b and 22c abut on the tongue 22a.
  • the tabs 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.
  • Ventilation holes (not shown in FIGS. 1 to 4) 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) which is well known in itself.
  • CVI chemical vapor infiltration
  • the ring support structure 3 is made of a metallic material such as a Waspaloy® or inconel 718 alloy.
  • the realization of the turbine ring assembly is continued by mounting the ring sectors 10 on the ring support structure 3. As illustrated in Figure 5, the inner face 16b of the downstream legs 16 of each sector ring is placed on the pieces 50 and 51 present of the side of the face 36a of the annular downstream radial flange 36. The clamping elements 80 and 90 are then mounted so as to maintain the downstream tabs 16 of each ring sector 10 on the flange 36.
  • the upstream flanges 33 with the pieces 40 and 41 shrunk into these are then assembled with the annular upstream radial flange 32, the threaded rods 62 and 72 of the eccentric clamping elements 60 and 70 being respectively placed in the orifices 322 and 332 and in the orifices 323 and 333 present on the flange 32 and the flanges 33.
  • the upstream flanges 33 are held against the flange 32 by tightening the nuts 63 and 73 respectively on the threaded rods 62 and 72.
  • the contact zones between the tabs of the ring sectors and the support portions and the pins integral with the annular flanges are aligned on the same plane. More precisely, as illustrated in FIG. 7, the two bearing surfaces 1613 and 1614 and the two resting surfaces 1615 and 1616 present on the downstream tab 16 of each ring sector 10 extend according to the same first plane. PA support. Thus, all the zones or points of support of the annular downstream radial flange 36 constituted by the clamps 81 and 91, on the one hand, and the pins 50 and 51, on the other hand, on the downstream leg 16 of each ring sector 10 are aligned on the same support plane PA. This alignment of the contact zones on a support plane makes it possible to avoid any relative movement related to the radial expansion of thermal expansion coefficient and to keep the same contact zones both cold and hot.
  • the two support surfaces 1413 and 1414 and the two rest surfaces 1415 and 1416 present on the upstream tab 14 extend along the same second bearing plane PB.
  • all the zones or points of support of the annular upstream radial flange 32 constituted by the clamping flanges 61 and 71, on the one hand, and the pins 40 and 41, on the other hand, on the upstream leg 14 of each ring sector 10 are aligned on the same support plane.
  • This alignment of the contact zones on a support plane makes it possible to avoid any relative movement related to the radial expansion of thermal expansion coefficient and to keep the same contact zones both cold and hot.
  • the downstream tab 16 of each ring sector 10 may further comprise a housing, here a cutout 164, in which is placed a centering element, here a pin 60, integral with the annular upstream radial flange 32 ( Figures 3 and 8).
  • a central cutout may be provided in the downstream leg 14 of each ring sector 10 and cooperate with a centering element integral with the annular downstream radial flange. The centering element makes it possible to guide and maintain in radial position the ring sectors during expansion of the flanges of the ring support structure.

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Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprend une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau (3) comportant une première et une deuxième brides annulaires (32, 36). Chaque secteur d'anneau présentant en coupe une forme de K avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent une première et une deuxième pattes (14, 16) en forme de S. Les faces internes (14b, 16b) des pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) reposent sur une partie d'éléments de maintien (40, 41, 50, 51) solidaires des brides annulaires (32, 36). Les brides annulaires (32, 36) comprennent sur leur face (32a, 36a) en regard des pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) une pluralité de brides de serrage (61, 71, 81, 91) réparties de manière circonférentielle sur les brides, les faces externes (14a, 16a) des pattes (14, 16) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec deux brides de serrage.

Description

Ensemble d'anneau de turbine avec calage à froid
Arrière-plan de l'invention
Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.
Les matériaux composites à matrice céramique, ou CMC, sont connus pour conserver leurs propriétés mécaniques à des températures élevées, ce qui les rend aptes à constituer des éléments de structure chaude.
Dans des moteurs aéronautiques à turbine à gaz, l'amélioration du rendement et la réduction de certaines émissions polluantes conduisent à rechercher un fonctionnement à des températures toujours plus élevées. Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis à des flux très chauds, typiquement supérieurs à la température supportable par le matériau métallique. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.
Par ailleurs, un ensemble d'anneau de turbine métallique se déforme sous l'effet des flux thermiques, ce qui modifie les jeux au niveau de la veine d'écoulement et, par conséquent, les performances de la turbine.
C'est pourquoi l'utilisation de CMC pour différentes parties chaudes des moteurs a déjà été envisagée, d'autant que les CMC présentent comme avantage complémentaire une masse volumique inférieure à celle de métaux réfractaires traditionnellement utilisés.
Ainsi, la réalisation de secteurs d'anneau de turbine en une seule pièce en CMC est notamment décrite dans les documents US 2012/0027572 et WO 2010/103213. Les secteurs d'anneau comportent une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes dont les extrémités sont engagées dans des logements d'une structure métallique de support d'anneau.
L'utilisation de secteurs d'anneau en CMC permet de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l'anneau de turbine. Toutefois, le maintien en position des secteurs d'anneau demeure un problème en particulier vis-à-vis des dilatations différentielles qui peuvent se produire entre la structure métallique de support et les secteurs d'anneau en CMC. C'est pourquoi il est nécessaire de prévoir un jeu minimum entre les pièces assemblées. Or, un tel jeu ne permet pas un bon contrôle de la forme de la veine ni un bon comportement des secteurs d'anneau en cas de touche avec le sommet des aubes de la turbine. En outre, le présence d'un tel jeu entraîne des problème vibratoires.
Objet et résumé de l'invention
L'invention vise à éviter de tels inconvénients et propose à cet effet un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau comportant une première et une deuxième brides annulaires, la structure de support d'anneau étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau, chaque secteur d'anneau présentant en coupe selon un plan défini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine une forme de K ayant une partie formant base annulaire avec, dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent une première et une deuxième pattes en forme de S, les pattes de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires de la structure de support d'anneau. L'ensemble d'anneau est caractérisé en ce que la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau repose sur une partie d'un premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire et en ce que la face interne dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau repose sur une partie d'un troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride annulaire. L'ensemble d'anneau est en outre caractérisé en ce que la première bride annulaire comprend sur sa face en regard de la première patte de chaque secteur d'anneau une pluralité de brides de serrage réparties de manière circonférentielle sur la première bride, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau étant en contact avec deux brides de serrage, et en ce que la deuxième bride annulaire comprend sur sa face en regard de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau une pluralité de brides de serrage réparties de manière circonférentielle sur la deuxième bride, la face externe dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau étant en contact avec deux brides de serrage.
Grâce à la pluralité de brides de serrage présentes sur les brides annulaires de la structure de support d'anneau, il est possible de maintenir les secteurs d'anneau sans jeu au niveau de leur montage à froid sur la structure de support d'anneau, les secteurs d'anneau étant maintenus, d'une part, par le contact entre la face interne des pattes des secteurs d'anneau et les éléments de maintien solidaires des brides annulaires de la structure de support d'anneau et, d'autre part, par le contact entre la face externe des pattes des secteurs d'anneau et les brides de serrage également présentes sur les brides annulaires de la structure de support d'anneau.
Selon une caractéristique particulière de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, les premier et deuxième éléments de maintien sont formés respectivement par des premier et deuxième pions solidaires de la première bride annulaire et en ce que les troisième et quatrième éléments de maintien sont formés respectivement par des troisième et quatrième pions solidaires de la deuxième bride annulaire.
Selon un premier aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, chaque bride de serrage appartient à un élément de bridage réglable à excentrique. Grâce à l'utilisation des éléments de bridage à excentriques, il est possible de régler les appuis à froid entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau.
Selon un deuxième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, la face supérieure dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau comprend deux surfaces d'appui en contact respectivement avec deux brides de serrage de la première bride annulaire, la face inférieure dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte de chaque secteur d'anneau comprenant deux surfaces de repos en contact respectivement avec les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire, les deux surfaces d'appui et les deux surfaces de repos s'étendant suivant un même premier plan. La face supérieure dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau comprend deux surfaces d'appui en contact respectivement avec deux brides de serrage de la deuxième bride annulaire, la face inférieure dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte de chaque secteur d'anneau comprenant deux surfaces de repos en contact respectivement avec les troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride annulaire, les deux surfaces d'appui et les deux surfaces de repos s'étendant suivant un même deuxième plan. Cet alignement des zones de contact sur un plan d'appui permet d'éviter tout mouvement relatif lié aux écarts de coefficient de dilatation thermique dans le sens radial et de conserver les mêmes zones de contact aussi bien à froid qu'à chaud.
Selon un troisième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, la première ou deuxième patte de chaque secteur d'anneau comprend un évidement situé entre les deux surfaces d'appui et dans lequel est logé un élément de centrage solidaire de la première ou deuxième bride annulaire. L'élément de centrage permet de guider et de maintenir en position radiale les secteurs d'anneau lors des dilatations des brides de la structure de support d'anneau.
Selon un quatrième aspect particulier de l'ensemble d'anneau de turbine de l'invention, celui-ci comprend en outre une pluralité de flasque amont montés sur la première bride, chaque flasque amont comprenant un premier et deuxième éléments de maintien. L'utilisation de flasques permet de faciliter le montage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
Brève description des dessins. L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une première vue schématique en perspective d'un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention ;
- la figure 2 est une deuxième vue schématique en perspective de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une première vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine des figures 1 et 2 ;
- la figure 4 est une deuxième vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine des figures 1 et 2 ;
- la figure 5 est une vus schématique en perspective montrant le montage d'un secteur d'anneau sur la structure de support d'anneau des figures 1 et 2 ;
- la figure 6 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 1 ;
- la figure 7 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 6 selon le plan de coupe VII indiqué sur la figure 6 ;
- la figure 8 est une vue en coupe de l'ensemble de l'anneau de turbine de la figure 6 selon le plan de coupe VIII indiqué sur la figure 8. Description détaillée de modes de réalisation
Les figures 1 et 2 montrent un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, les figures 1 et 2 étant des vues en section radiale. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1.
Chaque secteur d'anneau 10 présente, comme illustré sur la figure 3 et selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale DR de l'anneau, une face interne revêtue d'une couche 13 de matériau abradable définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes amont et aval 14, 16 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction DR, à partir de la face externe de la base annulaire 12 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus de portions d'extrémité amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine (flèche F sur les figures 1 et 2).
La structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine 30 comprend une bride radiale amont annulaire 32 et une bride radiale aval annulaire 36 qui s'étendent suivant la direction radiale DR vers le centre de l'anneau 1 et dans la direction circonférentielle de l'anneau. Dans l'exemple décrit ici, la structure de support d'anneau 3 comprend en outre une pluralité de flasques amont 33 présentant chacun une forme de segment d'anneau, les flasques amont 33 étant fixés sur la bride radiale amont annulaire 32.
La face interne 14b dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la première patte 14 de chaque secteur d'anneau 10 comprend deux surfaces de repos 1415 et 1416 (figures 3 et 8) qui reposent sur une partie respectivement d'un premier et deuxième éléments de maintien, ici des pions 40 et 41, solidaires de la bride radiale amont annulaire 32 (figure 1), les éléments de maintien étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau.
Dans l'exemple décrit ici, les pions 40 et 41 sont frettées dans des orifices 330 et 331 de chaque flasque amont 33 par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force qui permettent la tenue de ces éléments à froid. Les flasques amont 33 étant fixés sur la bride radiale amont annulaire 32, les pions sont 40 et 41 sont solidaires de la bride radiale amont annulaire.
De même, la face interne 16b dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine de la deuxième patte 16 de chaque secteur d'anneau 10 comprend deux surfaces de repos 1615 et 1616 (figures 4 et 7) qui reposent sur une partie respectivement d'un troisième et quatrième éléments de maintien, ici des pions 50 et 51, solidaires de la bride radiale aval annulaire 36 (figure 2), les éléments de maintien étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau.
Dans l'exemple décrit ici, les pions 50 et 51 sont frettées dans des orifices 360 et 361 présents sur la bride radiale aval annulaire 36 par des montages métalliques connus tels que des ajustements H6-P6 ou autres montages en force qui permettent la tenue de ces éléments à froid.
L'utilisation de flasques amont 33 permet de faciliter le montage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau.
La bride radiale amont annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3 comprend sur sa face 32a en regard de la patte amont 14 des secteurs d'anneau 10 une pluralité de brides de serrage 61 et 71 appartenant respectivement à des éléments de bridage à excentrique 60 et 70 et correspondant à des portions d'appui des brides sur les secteurs d'anneau. Chaque élément de bridage à excentrique 60, respectivement 70, comprend une tige filetée 62, respectivement 72, qui est placée dans un orifice 322, respectivement 323, présent sur la bride 32 et dans un orifice 332, respectivement 333, présent sur chaque flasque amont 33. La bride de serrage 61, respectivement 71, ici sous forme d'un patin comportant un méplat 610, respectivement 710, est fixée de façon excentrée sur la tige filetée 62, respectivement 72. La bride de serrage 61, respectivement 71, présente du côté de la face 32a en regard de la patte amont 14, est maintenue dans une position déterminée par serrage d'un écrou 63, respectivement 73, sur la tige filetée 62, respectivement 72.
Des surfaces d'appui 1413 et 1414 présentes sur la face externe 14a de la patte amont 14 sont respectivement en contact à froid avec les deux brides de serrage 61 et 71 présentes sur la face 32a de la bride 32 en regard de la patte amont 14 de chaque secteur d'anneau 10.
Du côté aval, la bride radiale aval annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 comprend sur sa face 36a en regard de la patte aval 16 des secteurs d'anneau 10 une pluralité de brides de serrage 81 et 91 appartenant respectivement à des éléments de bridage à excentriques 80 et 90 et correspondant à des portions d'appui des brides sur les secteurs d'anneau. Chaque élément de bridage à excentrique 80, respectivement 90, comprend une tige filetée 82, respectivement 92, qui est placée dans un orifice 362, respectivement 363, présent sur la bride 36. La bride de serrage 81, respectivement 91, ici sous forme d'un patin comportant un méplat 810, respectivement 910, est fixée de façon excentrique sur la tige filetée 82, respectivement 92. La bride de serrage 81, respectivement 91, présente du côté de la face 36a en regard de la patte aval 16, est maintenue dans une position déterminée par serrage d'un écrou 83, respectivement 93, sur la tige filetée 82, respectivement 92.
Des surfaces d'appui 1613 et 1614 présentes sur la face externe 16a de la patte aval 16 sont respectivement en contact à froid avec les deux brides de serrage 81 et 91 présentes sur la face 36a de la bride 36 en regard de la patte aval 16 de chaque secteur d'anneau 10.
Grâce à l'utilisation des éléments de bridage à excentriques 60,
70, 80 et 90, il est possible de régler les appuis à froid entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau. Par « à froid », on entend dans la présente invention, la température à laquelle se trouve l'ensemble d'anneau lorsque la turbine ne fonctionne pas, c'est-à-dire à une température ambiante qui peut être par exemple d'environ 25°C. Par « à chaud », on entend ici les températures auxquelles est soumis l'ensemble d'anneau lors du fonctionnement de la turbine, ces températures pouvant être comprises entre 600°C et 900°C.
Les éléments de bridage à excentrique peuvent avoir d'autres formes que celle décrite ci-avant. La bride de ces éléments peut être par exemple constituée d'un élément cylindrique monté de façon excentrée sur la tige filetée.
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, les languettes 22b et 22c viennent en butée sur la languette 22a. 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.
De façon classique, des orifices de ventilation (non représentés sur les figures 1 à 4) 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 les figures 1 et 2.
Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.
Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "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) qui est bien connue 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 qu'un alliage Waspaloy® ou inconel 718.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3. Comme illustrée sur la figure 5, la face interne 16b des pattes aval 16 de chaque secteur d'anneau est posée sur les pions 50 et 51 présents du côté de la face 36a de la bride radiale aval annulaire 36. Les éléments de bridage 80 et 90 sont alors montés de manière à maintenir les pattes aval 16 de chaque secteurs d'anneau 10 sur la bride 36. Les flasques amont 33 avec les pions 40 et 41 frettés dans ceux-ci sont alors assemblés avec la bride radiale amont annulaire 32, les tiges filetées 62 et 72 des éléments de bridage à excentrique 60 et 70 étant placées respectivement dans les orifices 322 et 332 et dans les orifices 323 et 333 présents sur la bride 32 et les flasques 33. Les flasques amont 33 sont maintenus contre la bride 32 par serrage des écrous 63 et 73 respectivement sur les tiges filetées 62 et 72. Une fois les flasques amont 33 ainsi montés, la face interne 14b des pattes aval 14 de chaque secteur d'anneau 10 repose sur les pions 40 et 41. Le maintien à froid sans jeu des pattes 14 et 16 de chaque secteur d'anneau entre les brides 32 et 36 de la structure de support d'anneau est ajusté par le réglage du positionnement des brides de serrage 61, 71, 81 et 91 respectivement des éléments de bridage à excentrique 60, 70, 80 et 90. On obtient alors un ensemble d'anneau de turbine tel que représenté sur les figures 1 et 2.
De préférence, les zones de contact entre les pattes des secteurs d'anneau et les portions d'appui et les pions solidaires des brides annulaires sont alignées sur un même plan. Plus précisément, comme illustrées sur la figures 7, les deux surfaces d'appui 1613 et 1614 et les deux surfaces de repos 1615 et 1616 présentes sur la patte aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 s'étendent suivant un même premier plan d'appui PA. Ainsi, toutes les zones ou points d'appui de la bride radiale aval annulaire 36 constitués par les brides de serrage 81 et 91, d'une part, et les pions 50 et 51, d'autre part, sur la patte aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 sont alignés sur le même plan d'appui PA. Cet alignement des zones de contact sur un plan d'appui permet d'éviter tout mouvement relatif lié aux écarts de coefficient de dilatation thermique dans le sens radial et de conserver les mêmes zones de contact aussi bien à froid qu'à chaud.
De même, comme représentées sur la figure 8, les deux surfaces d'appui 1413 et 1414 et les deux surfaces de repos 1415 et 1416 présentes sur la patte amont 14 s'étendent suivant un même deuxième plan d'appui PB. Ainsi, toutes les zones ou points d'appui de la bride radiale amont annulaire 32 constitués par les brides de serrage 61 et 71, d'une part, et les pions 40 et 41, d'autre part, sur la patte amont 14 de chaque secteur d'anneau 10 sont alignés sur le même plan d'appui. Cet alignement des zones de contact sur un plan d'appui permet d'éviter tout mouvement relatif lié aux écarts de coefficient de dilatation thermique dans le sens radial et de conserver les mêmes zones de contact aussi bien à froid qu'à chaud.
Selon une caractéristique particulière, la patte aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 peut comporter en outre un logement, ici une découpe 164, dans lequel est placé un élément de centrage, ici un pion 60, solidaire de la bride radiale amont annulaire 32 (figures 3 et 8). Alternativement, une découpe centrale peut être ménagé dans la patte aval 14 de chaque secteur d'anneau 10 et coopérer avec un élément de centrage solidaire de la bride radiale aval annulaire. L'élément de centrage permet de guider et de maintenir en position radiale les secteurs d'anneau lors des dilatations des brides de la structure de support d'anneau.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3) comportant une première et une deuxième brides annulaires (32, 36), la structure de support d'anneau étant en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau composite à matrice céramique des secteurs d'anneau, chaque secteur d'anneau présentant en coupe selon un plan défini par une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) de l'anneau de turbine une forme de K ayant une partie formant base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (DR) de l'anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent une première et une deuxième pattes (14, 16) en forme de S, les pattes de chaque secteur d'anneau étant maintenues entre les deux brides annulaires (32, 36) de la structure de support d'anneau (3),
caractérisé en ce que la face interne (14b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) repose sur une partie d'un premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire (32),
en ce que la face interne (16b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) repose sur une partie d'un troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride annulaire (36),
en ce que la première bride annulaire (32) comprend sur sa face (32a) en regard de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) une pluralité de brides de serrage (61, 71) réparties de manière circonférentielle sur la première bride, la face externe (14a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec deux brides de serrage,
en ce que la deuxième bride annulaire (36) comprend sur sa face (36a) en regard de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) une pluralité de brides de serrage (81, 91) réparties de manière circonférentielle sur la deuxième bride, la face externe (16a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) étant en contact avec deux brides de serrage.
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les premier et deuxième éléments de maintien sont formés respectivement par des premier et deuxième pions (40, 41) solidaires de la première bride annulaire (32) et en ce que les troisième et quatrième éléments de maintien sont formés respectivement par des troisième et quatrième pions (50, 51) solidaires de la deuxième bride annulaire (36).
3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel chaque bride de serrage (61, 71, 81, 91) appartient à un élément de bridage réglable à excentrique (60, 70, 80, 90).
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel la face supérieure (14a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) comprend deux surfaces d'appui (1413, 1414) en contact respectivement avec deux brides de serrage (61, 71) de la première bride annulaire (32), la face inférieure (14b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la première patte (14) de chaque secteur d'anneau (10) comprenant deux surfaces de repos (1415, 1416) en contact respectivement avec les premier et deuxième éléments de maintien solidaires de la première bride annulaire (32), les deux surfaces d'appui et les deux surfaces de repos s'étendant suivant un même premier plan (PA), et dans lequel la face supérieure (16a) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) comprend deux surfaces d'appui (1413, 1414) en contact respectivement avec deux brides de serrage (81, 91) de la deuxième bride annulaire (36), la face inférieure (16b) dans la direction radiale de l'anneau de turbine de la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) comprenant deux surfaces de repos (1615, 1616) en contact respectivement avec les troisième et quatrième éléments de maintien solidaires de la deuxième bride annulaire (36), les deux surfaces d'appui et les deux surfaces de repos s'étendant suivant un même deuxième plan (PB).
5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la première patte (14) ou la deuxième patte (16) de chaque secteur d'anneau (10) comprend un évidement (164) situé entre les deux surfaces d'appui (1613, 1614) et dans lequel est logé un élément de centrage (60) solidaire de la première bride annulaire (32) ou de la deuxième bride annulaire (36).
6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant en outre une pluralité de flasque amont (33) montés sur la première bride (32), chaque flasque amont comprenant un premier et deuxième éléments de maintien.
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