WO2019077265A1 - Element de repartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associe - Google Patents

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WO2019077265A1
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ring
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cooling fluid
cooling
internal volume
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Pierre Jean-Baptiste METGE
Sébastien Serge Francis CONGRATEL
Lucien Henri Jacques QUENNEHEN
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Safran Aircraft Engines
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    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • the invention relates to a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors of ceramic matrix composite material (CMC material) or metal material and more particularly relates to a cooling fluid distribution element.
  • CMC material ceramic matrix composite material
  • metal material more particularly relates to a cooling fluid distribution element.
  • 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.
  • the turbine ring is, in fact, confronted with a hot source (the vein in which the flow of hot gas flows) and a cold source (the cavity defined by the ring and the casing, subsequently designated by the expression "ring cavity”).
  • the ring cavity must be at a pressure greater than that of the vein in order to prevent gas from the vein going up into this cavity and burn the metal parts.
  • This overpressure is obtained by removing "cold" fluid at the compressor, which has not passed through the combustion chamber, and conveying it to the ring cavity. The upkeep such an overpressure thus makes it impossible to completely cut off the supply of "cold" fluid from the ring cavity.
  • the invention aims specifically to meet the aforementioned needs.
  • the invention proposes a cooling fluid distribution element intended to be fixed to a support structure for supplying cooling fluid to a wall to be cooled facing it, said distribution element comprising a body defining a internal volume of distribution of the cooling fluid and a multi-perforated plate which delimits this internal volume and comprises a plurality of through-through perforations which put in communication said internal volume of distribution of the cooling fluid with said wall to be cooled, the element distribution device further comprising an inlet opening into said internal volume of distribution of the cooling fluid, characterized in that said internal volume of distribution of the cooling fluid comprises directional fins substantially equidistant from said inlet port and said multi-perforated plate, for directing the coolant of said inlet port to said through-through perforations.
  • a fluid distribution element typically air, cooling as described above has several advantages.
  • the directional fins make it possible to better distribute the "fresh" air supply and thus to homogeneously cool the wall to be cooled, for example the ring sector placed downstream of the flow. Then, the cooling air being better channeled, it limits unnecessary recirculation and pressure losses and associated heating of the cooling gas.
  • the fins significantly simplify the manufacturing process by offering several possible construction orientations (and therefore possible geometries) and limiting the post-merger operations in particular because there is more media to be removed during the construction of the internal volume according to a laser powder coating process.
  • said body has a substantially pyramidal shape, a base of which is intended to receive said multi-perforated plate comprising said through-passing perforations diffusing the cooling fluid and whose inclined faces meet at the apex at said inlet orifice of cooling air.
  • said directional fins are evenly distributed inside said internal volume.
  • said directional fins comprise respective vertices forming an arch ensuring the support of a ceiling surface of said internal volume.
  • said directional fins comprise a central fin disposed in a central axis passing through the axis of said inlet orifice, at least two other fins being distributed identically on each side of said central fin with tilt angles a and ⁇ by relative to the said central axis increasing.
  • said first fin is inclined relative to said central axis in a range of the order of 30 to 44 ° and said second fin is inclined relative to said central axis in a range of about 45 to 59 ° .
  • said directional vanes are in a number between 3 and 9.
  • the present invention also relates to a turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors forming a turbine ring, a ring support structure and a plurality of distribution elements as mentioned above, as well as a turbomachine comprising such a turbine ring assembly.
  • the invention also relates to a method for laser melting on a powder bed for the manufacture of a distribution element as mentioned above, wherein said directional fins act as a permanent support during the construction of said internal volume.
  • FIG. 1 is a diagrammatic exploded perspective view of a turbine ring assembly incorporating a cooling fluid distribution element according to the invention
  • FIG. 2 is an end view, the multi-perforated plate removed, of the cooling fluid distribution element of FIG. 1, and
  • FIG. 3 is a partial sectional view of the cooling fluid distribution element of FIG. 1, and
  • FIG. 4 illustrates an example of a device for the realization of a distribution element.
  • FIG. 1 is a schematic perspective exploded view of a portion of a high pressure turbine ring assembly comprising a turbine ring 11 made of a ceramic matrix composite material (CMC) or metal material and a support metal structure
  • the ring support structure 13 is made of a material having a coefficient of thermal expansion greater than the coefficient of thermal expansion of the material constituting the ring sectors.
  • the turbine ring 11 surrounds a set of rotating blades (not shown) and is formed of a plurality of ring sectors 110.
  • the arrow D A indicates the axial direction of the turbine ring 11 while the arrow D R indicates the radial direction of the turbine ring 11.
  • the arrow D C indicates in turn the circumferential direction of the turbine ring.
  • Each ring sector 110 has, in a plane defined by the axial directions D A and radial DR, a substantially shaped section of the Greek letter inverted ⁇ .
  • the sector 110 comprises in fact an annular base 112 and upstream and downstream radial attachment tabs 114 and 116.
  • upstream and downstream are used herein with reference to the direction of flow of the gas stream in the turbine which takes place along the axial direction D A.
  • the annular base 112 comprises, in the radial direction DR of the ring 11, an inner face 112a and an outer face 112b opposite to each other.
  • the inner face 112a of the annular base 112 is coated with a layer 113 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and defines a stream of flow of gas in the turbine.
  • the upstream and downstream radial catching tabs 114 and 116 project in the direction D R from the outer face 112b of the annular base 112 away from the upstream and downstream ends 1121 and 1122 of the annular base. 112.
  • the upstream and downstream radial hooking tabs 114 and 116 extend over the entire circumferential length of the ring sector 110, that is to say over the entire arc described by the ring sector. 110.
  • the ring support structure 13 which is integral with a turbine casing 130 comprises a central ring 131, extending in the axial direction D A , and having an axis of revolution coincides with the axis of revolution of the ring. turbine 11 when secured together.
  • the ring support structure 13 further comprises an upstream annular radial flange 132 and a downstream annular radial flange 136 which extend, in the radial direction DR, from the central ring 31 to the center of the ring 11 and in the circumferential direction of the ring 11.
  • the downstream annular radial flange 136 comprises a first end 1361 free and a second end 1362 integral with the central ring 131.
  • the downstream annular radial flange 136 comprises a first portion 1363, a second portion 1364, and a third portion 1365 between the first portion 1363 and the second portion 1364.
  • the first portion 1363 extends between the first end 1361 and the third portion 1365, and the second portion 1364 extends between the third portion 1365 and the second end 1362
  • the first portion 1363 of the annular radial flange 136 is in contact with the downstream radial gripping tab 116.
  • the second portion 1364 is thinned with respect to the first portion 1363 and the third portion 1365 so as to give some flexibility to the annular radial flange 136 and thus not too much constrain the turbine ring 11.
  • the ring support structure 13 also comprises first and second upstream flanges 133 and 134 each having, in the illustrated example, an annular shape.
  • the two upstream flanges 133 and 134 are fixed together on the upstream annular radial flange 132.
  • the first and second upstream flanges 133 and 134 could be segmented into a plurality of ring sections.
  • the first upstream flange 133 comprises a first end 1331 free and a second end 1332 in contact with the central ring 131.
  • the first upstream flange 133 further comprises a first portion 1333 extending from the first end 1331, a second portion 1334 s extending from the second end 1332, and a third portion 1335 extending between the first portion 1333 and the second portion 1334.
  • the second upstream flange 134 comprises a first end 1341 free and a second end 1342 in contact with the central ring 131, and a first portion 1343 and a second portion 1344, the first portion 1343 extending between the first end 1341 and the second portion 1344, and the second portion 1344 extending between the first portion 1343 and the second end 1342.
  • the first portion 1333 of the first upstream flange 133 is supported on the upstream radial clawing tab 114 of the ring sector 110.
  • the first and second upstream flanges 133 and 134 are shaped to have the first portions 1333 and 1343 distant the one of the other and the second portions 1334 and 1344 in contact, the two flanges 133 and 134 being removably attached to the upstream annular radial flange 132 with screws 160 and nuts 161 fixing, the screws 160 through openings 13340, 13440 and 1320 respectively provided in the second portions 1334 and 1344 of the two upstream flanges 133 and 134 as well as in the upstream annular radial flange 132.
  • the nuts 161 are in turn integral with the ring support structure 13, being for example fixed by crimping to it .
  • the second upstream flange 134 is dedicated to the recovery of the force of the high pressure distributor (DHP), firstly, by deforming, and, secondly, by passing this force to the crankcase line which is more mechanically robust, that is to say towards the line of the ring support structure 13.
  • DHP high pressure distributor
  • downstream annular radial flange 136 of the ring support structure 13 is separated from the first upstream flange 133 by a distance corresponding to the spacing of the upstream and downstream radial fastening tabs 114 and 116. in order to maintain the latter between the downstream annular radial flange 136 and the first upstream flange 133. It is possible to perform an axial prestressing of the flange 136. This makes it possible to take up the differences in expansion between the metal elements and the sectors of FIG. CMC ring when these are used.
  • the ring assembly comprises, in the illustrated example, two first cooperating pins 119 with the upstream latching lug 114 and the first upstream flange 133, and two second pins 120 cooperating with the downstream latching lug 116 and the downstream annular radial flange 136.
  • the third portion 1335 of the first upstream flange 133 comprises two orifices 13350 for receiving the first two pins 119
  • the third portion 1365 of the annular radial flange 136 comprises two orifices 13650 configured to receive the two second pieces 120.
  • each of the upstream and downstream radial attachment tabs 114 and 116 comprises a first end, 1141 and 1161, secured to the outer face 112b of the annular base 112 and a second end, 1142 and 1162, free.
  • the second end 1142 of the upstream radial gripping tab 114 comprises two first lugs 117 each having an orifice 1170 configured to receive a first pin 119.
  • the second end 1162 of FIG. the downstream radial gripping lug 116 comprises two second lugs 118 each having an orifice 1180 configured to receive a second lug 120.
  • the first and second lugs 117 and 118 project in the radial direction D R of the lug ring.
  • turbine 11 respectively of the second end 1142 of the upstream radial attachment tab 114 and the second end 1162 of the downstream radial attachment tab 116.
  • the first two ears 117 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 11.
  • the two seconds ears 118 are positioned at two different angular positions with respect to the axis of revolution of the turbine ring 11.
  • Each ring sector 110 further comprises rectilinear support surfaces 1110 mounted on the faces of the upstream and downstream radial attachment tabs 114 and 116 in contact respectively with the first upstream annular flange 133 and the downstream annular radial flange 136, that is to say on the upstream face 114a of the upstream radial hook tab 114 and on the downstream face 116b of the downstream radial hang tab 116.
  • the straight supports could be mounted on the first one. upstream annular flange 133 and on the downstream annular radial flange 136.
  • the straight supports 1110 make it possible to have controlled sealing zones. Indeed, the bearing surfaces 1110 between the upstream radial attachment tab 114 and the first upstream annular flange 133, on the one hand, and between the downstream radial attachment tab 116 and the downstream annular radial flange 136 are included. in the same rectilinear plane.
  • the ring assembly further comprises, for each ring sector 110, a cooling fluid distribution element 150.
  • This distribution element 150 constitutes a fluid diffuser (typically air) for the impact of a cooling flow F R on the outer face 112b of the ring sector 110 (see Figure 3)
  • the element 150 is present in the delimited space between the turbine ring 11 and the ring support structure 13 and more particularly between the first upstream annular flange 133, the central ring 131 and the upstream and downstream radial attachment tabs 114 and 116.
  • the distribution element 150 comprises a hollow body 151 which defines an internal volume of distribution of the cooling air and a multi-perforated plate 152 which delimits this internal volume and comprises a plurality of through-through perforations 153A which put in communication the internal volume of the hollow body 151 with the space opposite the outer face 112b of the ring sector 110.
  • the hollow body 151 advantageously has a substantially pyramidal shape (that is to say progressive with an inlet narrower than the outlet) whose base is intended to receive the multi-perforated plate 152 having the radial through output perforations 153 A and whose inclined faces meet at the top at an axial inlet opening of the cooling air 154 (shown in Figure 3).
  • the multi-perforated plate 152 is located facing (facing) the outer face 112b of the ring sector 110 and has in the illustrated example an elongated shape along the circumferential direction D c of the turbine ring 11
  • the multi-perforated plate 152 also has a plurality of lateral through-exit perforations 153B that open between the first and second 116 snap-fastening tabs of the ring sector 110.
  • No third-party elements are present between the multi-perforated plate perforated 152 and the outer face 112b of the ring sector 110 or the first 114 and second 116 hooking tabs so as not to slow down or disrupt the flow of cooling air passing through the plate 152 and impacting the sector d 110.
  • the multi-perforated plate 152 which delimits the internal volume of the hollow body 151 is located on the side of the ring sector 110 (radially inwards).
  • the distribution element 150 further comprises a cooling air guiding portion 155 which extends from the body 151 both in the radial direction D R and in the axial direction D A.
  • the guide portion 155 is positioned radially outwardly relative to the multi-perforated plate 152.
  • This guide portion 155 defines an interior channel (Illustrated by the inlet orifice 154 of Figure 3 which defines its output) which is in communication with the cooling air supply ports 192 and 190 respectively formed in the first 133 and second 134 upstream flanges.
  • the flow of cooling air F R taken upstream in the turbine is intended to pass through the orifices 190 and 192 in order to be conveyed to the ring sector 110.
  • the guide portion 155 defines the internal channel that the The cooling air flow F R is intended to pass through in order to be transferred to the interior volume of the hollow body 151 and to be distributed to the ring sector 110 following its passage through the perforated ulti plate 152.
  • the internal channel has an inlet (not visible in the figure) which is preferably located opposite (in front and in contact) or in the extension (that is to say very little spaced from the first upstream flange 133) of the supply port 192 and communicating therewith.
  • the inner channel also opens into the internal volume through the inlet orifice 154 which emerges at the top of the pyramidal volume 151 at an end opposite to the multi-perforated plate 152.
  • the inner channel of the guide portion 155a for the purpose of channeling the cooling air F R arriving through the orifice 192 in order to transfer it into the internal volume and then to the ring sector 110 and thus minimize the losses or leaks of this cooling air.
  • the inner pyramidal volume comprises directional vanes 170, 172, 174, 176, 178, regularly distributed within this zone. volume and also acting as permanent manufacturing supports (pillars) allowing the construction of the ceiling surface 180, the lateral faces 182, 184 of the internal volume contributing as well as the pillars to guide the flow of cooling air and to maintain the ceiling surface during this construction.
  • pillars permanent manufacturing supports
  • the respective apices 170A, 172A, 174A, 176A, 178A of the fins form a "vault" ensuring the support of the ceiling surface 180 for which the conventional support solutions do not work with such a zone not accessible from the outside.
  • the pillars and the vault that they form at their summit thus offer a permanent support solution more efficient than the supports generic generic in terms of mass and aerodynamic performance and further making the geometry fully compatible with a laser powder bed melting process.
  • each cooling hole different surface hole sections, right-angled, chamfered or filleted micro-perforation, round section, rhombus or any other, orthogonal or inclined hole axis with respect to the surface, distribution of position of holes regulated periodically or arbitrarily) in any area of the room (in a flat area as in its lateral parts (leaves) it ensures a better distribution of the flow of fresh air used to cool and homogenize the temperature of the sector
  • the directional vanes make it possible to better distribute the "fresh" air supply and thus to homogeneously cool the ring sector placed downstream of the flow.
  • this central fin 170 is disposed on both sides of this central fin 170, a first fin 172, 174 inclined relative to the central axis in a range of the order of 30 ° to 44 ° and a second fin 176, 178 inclined in a range of about 45 ° to 59 °.
  • these fins have been defined by a single angle, and can therefore be called straight, it is of course possible, depending on the desired airflow deflection, to make a more complex geometry, specific to the image of turbine blades with inclinations and curvatures having a different angle upstream and downstream.
  • the central fin may or may not be present.
  • the number of directional fins can not be limiting and is advantageously between 3 and 9.
  • the guide portion 155 also defines a housing 156 passing through, in this case, but which could alternatively be blind and including a fixing screw 163 intended to cooperate with this housing 156. ensures the fixing of the distribution element 150 to the ring support structure 13.
  • the distribution element 150 comprises, in the illustrated example, an additional portion of maintenance 157 distinct from the guide portion 155 (the portion 157 does not necessarily have an internal channel for routing the cooling fluid which must then pass through an inner wall 186 open between these two portions).
  • the portions 155 and 157 of the same distribution element 150 are offset along the circumferential direction D c .
  • the holding portion 157 also defines a housing 158 cooperating with a fixing screw 163 to allow the attachment of the element 150 to the ring support structure 13.
  • the securing screws 163 extend along the axial direction D A of the turbine ring and pass through the first 133 and second 134 upstream flanges when housed in the housings 156 and 158.
  • the ring sectors 110 are made of CMC material, the latter are formed by forming a fiber preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the ring sector by a ceramic matrix.
  • ceramic fiber yarns for example SiC fiber yarns, such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Hi-Nicalon S", or yarns made of carbon.
  • 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 114 and 116 of the sectors 110.
  • 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 may be shaped to obtain a ring sector preform which is consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification being able to be carried out in particular by chemical vapor infiltration (CVI) which is well known per se.
  • CVI chemical vapor infiltration
  • the textile preform can be a little hardened by CVI so that it is rigid enough to be manipulated, before raising liquid silicon by capillarity in the textile to densify.
  • the ring sectors 110 are made of metallic material, the latter may for example be formed by one of the following materials: AMI alloy, C263 alloy or M509 alloy.
  • the ring support structure 13 is made of a metallic material such as a Waspaloy® alloy or Inconel 718 or C263.
  • the distribution element 150 is advantageously produced by a Laser Beam Melting (LBM) method which guarantees a better geometrical precision and a reduction of the gap with the ring. because of a monobloc design.
  • LBM Laser Beam Melting
  • the LBM process by reducing the overall volume of the supports, the surfaces to be resumed in machining, or the bulkiness on the production platform, makes it possible to obtain a significant reduction in manufacturing costs by reducing the mass (low thickness). while providing an improvement in terms of performance (cooling, lightness).
  • the realization of the turbine ring assembly is continued by mounting the ring sectors 110 on the ring support structure 13.
  • This mounting can be carried out ring sector by ring sector as follows .
  • the first pins 119 are first placed in the orifices 13350 provided in the third portion 1335 of the first upstream flange 133, and the ring sector 110 is mounted on the first upstream flange 133 by engaging the first pins 119 in the orifices 1170.
  • first ears of the upstream hooking tab 114 until the first portion 1333 of the first upstream flange 133 bears against the bearing surface 1110 of the upstream face 114a of the upstream hooking tab 114 of the sector ring 110.
  • the second upstream flange 134 is then attached to the first upstream flange 133 and to the distribution element 150 present between the flaps 114 and 116 by positioning the fastening screws 163 through the orifices 13440, 13340, 154 and 158.
  • the assembly comprising the ring sector 110, the flanges 133 and 134 and the distribution element 150 obtained previously is then mounted on the ring support structure 13 by inserting each second pin 120 into each of the holes 1180 seconds. ears 118 of the downstream radial tabs 116 of the ring sector 110. During this assembly, the second portion 1334 of the first upstream flange 133 is placed in abutment against the upstream annular radial flange 132.
  • the assembly of the ring sector is then finalized by inserting the fastening screws 160 in the orifices 13440, 13340 still free and 1320, coaxial, and each screw is tightened in the nuts 161 secured to the ring support structure. .
  • the embodiment which has just been described comprises, for each ring sector 110, two first pins 119 and two second pins 120. However, it is not beyond the scope of the invention if for each ring sector, two first pins 119 and one second pin 120 or one first pin 119 and two second pins 120 are used.
  • a distribution element 150 having the same structure as that described in FIG. 1 and pins extending in the radial direction between the central ring 131 and the attachment tabs 114 and 116. in order to maintain these tabs in a radial position.
  • the ends of these pieces are inserted by force in orifices made in the central ring 131 to ensure their maintenance.
  • these pins could be mounted with a game in the orifices of the central ring 131 and then be welded thereafter.

Abstract

La présente invention concerne un élément de répartition d'un fluide de refroidissement (150) destiné à être fixé à une structure de support pour alimenter en fluide de refroidissement une paroi à refroidir, typiquement un secteur d'anneau de turbine, lui faisant face, l'élément de répartition comprenant un corps définissant un volume interne de répartition du fluide de refroidissement et une plaque multi-perforée qui délimite ce volume interne et comprend une pluralité de perforations de sortie traversantes qui mettent en communication le volume interne avec le secteur d'anneau de turbine, l'élément de répartition comprenant en outre un orifice d'entrée débouchant dans le volume interne de répartition du fluide de refroidissement, lequel volume interne comporte des ailettes directionnelles (170, 172, 174, 176, 178) pour diriger ce fluide de refroidissement de cet orifice d'entrée vers les perforations de sortie traversantes.

Description

Elément de répartition d'un fluide de refroidissement et ensemble d'anneau de turbine associé
Arrière-plan de l'invention
L'invention se rapporte à un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique (matériau CMC) ou en matériau métallique et concerne plus particulièrement un élément de répartition d'un fluide de refroidissement.
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.
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. Le refroidissement d'un anneau de turbine métallique nécessite l'utilisation d'une grande quantité de fluide, typiquement d'air, de refroidissement, ce qui a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur.
L'utilisation de secteurs d'anneau en matériau CMC a été proposée afin de limiter la ventilation nécessaire au refroidissement de l'anneau de turbine et ainsi augmenter la performance du moteur.
Toutefois, même si des secteurs d'anneau en CMC sont utilisés, il reste nécessaire d'utiliser une quantité significative de fluide de refroidissement. L'anneau de turbine est, en effet, confronté à une source chaude (la veine dans laquelle s'écoule le flux de gaz chaud) et une source froide (la cavité délimitée par l'anneau et le carter, désignée par la suite par l'expression « cavité anneau »). La cavité anneau doit être à une pression supérieure à celle de la veine afin d'éviter que du gaz provenant de la veine ne remonte dans cette cavité et vienne brûler les pièces métalliques. Cette surpression est obtenue en prélevant du fluide « froid » au niveau du compresseur, qui n'a pas traversé la chambre de combustion, et en l'acheminant jusqu'à la cavité anneau. Le maintien d'une telle surpression rend donc impossible la coupure totale de l'alimentation en fluide « froid » de la cavité anneau.
En outre, des études menées par la Déposante ont montré qu'un anneau, en matériau CMC ou métallique, refroidi par des systèmes de refroidissement connus peut présenter des gradients thermiques pénalisants qui génèrent des contraintes mécaniques défavorables. De surcroit, les technologies de refroidissement utilisées pour un anneau métallique peuvent ne pas être aisément transposables à un anneau en matériau CMC.
Quelle que soit la nature du matériau mis en œuvre pour les secteurs d'anneau, il serait donc souhaitable de perfectionner les systèmes de refroidissement existants afin de limiter les gradients thermiques défavorables dans les secteurs d'anneau refroidis et donc la génération de contraintes défavorables. Il serait, en outre, souhaitable de perfectionner les systèmes de refroidissement existants afin d'optimiser la quantité de fluide de refroidissement effectivement utilisée pour le refroidissement de l'anneau en limitant notamment les fuites de fluide de refroidissement.
L'invention vise spécifiquement à répondre aux besoins précités.
Objet et résumé de l'invention
A cet effet, l'invention propose un élément de répartition d'un fluide de refroidissement destiné à être fixé à une structure de support pour alimenter en fluide de refroidissement une paroi à refroidir lui faisant face, ledit élément de répartition comprenant un corps définissant un volume interne de répartition du fluide de refroidissement et une plaque multi-perforée qui délimite ce volume interne et comprend une pluralité de perforations de sortie traversantes qui mettent en communication ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement avec ladite paroi à refroidir, l'élément de répartition comprenant en outre un orifice d'entrée débouchant dans ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement, caractérisé en ce que ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement comporte des ailettes directionnelles sensiblement à égale distance dudit orifice d'entrée et de ladite plaque multi-perforée, pour diriger le fluide de refroidissement dudit orifice d'entrée vers lesdites perforations de sortie traversantes. La mise en œuvre, pour chaque secteur d'anneau, d'un élément de répartition du fluide, typiquement de l'air, de refroidissement tel que décrit ci-dessus présente plusieurs avantages.
Tout d'abord, les ailettes directionnelles permettent de mieux distribuer l'alimentation en air « frais » et donc de refroidir de manière homogène la paroi à refroidir, par exemple le secteur d'anneau placé en aval de l'écoulement. Ensuite, l'air de refroidissement étant mieux canalisé, on limite les recirculations inutiles et les pertes de charge ainsi que réchauffement associé du gaz de refroidissement. Enfin, en faisant aussi fonction de piliers de construction, les ailettes simplifient notablement le processus de fabrication en offrant plusieurs orientations de construction (donc de géométries) possibles et en limitant les opérations de post-fusion notamment du fait qu'il n'y a plus de supports à retirer lors de la construction du volume interne selon un procédé de fusion laser sur lit de poudre.
De préférence, ledit corps présente une forme sensiblement pyramidale dont une base est destinée à recevoir ladite plaque multi- perforée comportant lesdites perforations de sortie traversantes diffusant le fluide de refroidissement et dont les faces inclinées se rejoignent au sommet au niveau dudit orifice d'entrée de l'air de refroidissement.
Avantageusement, lesdites ailettes directionnelles sont réparties régulièrement à l'intérieur dudit volume interne.
De préférence, lesdites ailettes directionnelles comportent des sommets respectifs formant une voûte assurant le soutien d'une surface en plafond dudit volume interne.
Avantageusement, lesdites ailettes directionnelles comportent une ailette centrale disposée dans un axe central passant par l'axe dudit orifice d'entrée, au moins deux autres ailettes étant réparties identiquement de chaque côté de ladite ailette centrale avec des angles d'inclinaison a et β par rapport au dit axe central allant croissant.
De préférence, ladite première ailette est inclinée par rapport au dit axe central dans une plage de l'ordre de 30 à 44° et ladite deuxième ailette est inclinée par rapport au dit axe central dans une plage de l'ordre de 45 à 59°.
Avantageusement, lesdites ailettes directionnelles sont en un nombre compris entre 3 et 9. La présente invention vise également un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau formant un anneau de turbine, une structure de support d'anneau et une pluralité d'éléments de répartition tels que précités ainsi qu'une turbomachine comprenant un tel ensemble d'anneau de turbine.
L'invention concerne également un procédé de fusion laser sur lit de poudre pour la fabrication d'un élément de répartition tel que précité, dans lequel lesdites ailettes directionnelles font fonction de support permanent lors de la construction dudit volume interne.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en perspective éclatée d'un ensemble d'anneau de turbine intégrant un élément de répartition de fluide de refroidissement selon l'invention,
- la figure 2 est une vue en bout, plaque multi-perforée ôtée, de l'élément de répartition de fluide de refroidissement de la figure 1, et
- la figure 3 est une vue partielle en coupe de l'élément de répartition de fluide de refroidissement de la figure 1, et
- la figure 4 illustre un exemple d'un dispositif permettant la réalisation d'un élément de répartition.
Description détaillée de modes de réalisation
La figure 1 présente une vue schématique en perspective éclatée d'une partie d'un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 11 en matériau composite à matrice céramique (CMC) ou en matériau métallique et une structure métallique de support d'anneau 13. Lorsque l'anneau 11 est en CMC, la structure de support d'anneau 13 est en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique supérieur au coefficient de dilatation thermique du matériau constituant les secteurs d'anneau. L'anneau de turbine 11 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées) et est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 110. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 11 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 11. La flèche DC indique quant à elle la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.
Chaque secteur d'anneau 110 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. Le secteur 110 comprend en effet une base annulaire 112 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine lequel s'effectue le long de la direction axiale DA.
La base annulaire 112 comporte, suivant la direction radiale DR de l'anneau 11, une face interne 112a et une face externe 112b opposées l'une à l'autre. La face interne 112a de la base annulaire 112 est revêtue d'une couche 113 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine.
Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 s'étendent en saillie, suivant la direction DR, à partir de la face externe 112b de la base annulaire 112 à distance des extrémités amont et aval 1121 et 1122 de la base annulaire 112. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 s'étendent sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 110, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 110.
La structure de support d'anneau 13 qui est solidaire d'un carter de turbine 130 comprend une couronne centrale 131, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec Taxe de révolution de l'anneau de turbine 11 lorsqu'ils sont fixés ensemble. La structure de support d'anneau 13 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 132 et une bride radiale annulaire aval 136 qui s'étendent, suivant la direction radiale DR, depuis la couronne centrale 31 vers le centre de l'anneau 11 et dans la direction circonférentielle de l'anneau 11.
La bride radiale annulaire aval 136 comprend une première extrémité 1361 libre et une seconde extrémité 1362 solidaire de la couronne centrale 131. La bride radiale annulaire aval 136 comporte une première portion 1363, une seconde portion 1364, et une troisième portion 1365 comprise entre la première portion 1363 et la seconde portion 1364. La première portion 1363 s'étend entre la première extrémité 1361 et la troisième portion 1365, et la seconde portion 1364 s'étend entre la troisième portion 1365 et la seconde extrémité 1362. La première portion 1363 de la bride radiale annulaire 136 est au contact de la patte radiale d'accrochage aval 116. La seconde portion 1364 est amincie par rapport à la première portion 1363 et la troisième portion 1365 de manière à donner une certaine souplesse à la bride radiale annulaire 136 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 11.
La structure de support d'anneau 13 comprend également un premier et un second flasques amont 133 et 134 présentant chacun, dans l'exemple illustré, une forme annulaire. Les deux flasques amont 133 et 134 sont fixés ensemble sur la bride radiale annulaire amont 132. En variante, les premier et second flasques amont 133 et 134 pourraient être segmentés en une pluralité de sections d'anneau.
Le premier flasque amont 133 comprend une première extrémité 1331 libre et une seconde extrémité 1332 au contact de la couronne centrale 131. Le premier flasque amont 133 comprend en outre une première portion 1333 s'étendant depuis la première extrémité 1331, une seconde portion 1334 s'étendant depuis la deuxième extrémité 1332, et une troisième portion 1335 s'étendant entre la première portion 1333 et la deuxième portion 1334.
Le second flasque amont 134 comprend une première extrémité 1341 libre et une seconde extrémité 1342 au contact de la couronne centrale 131, ainsi qu'une première portion 1343 et une seconde portion 1344, la première portion 1343 s'étendant entre la première extrémité 1341 et la seconde portion 1344, et la seconde portion 1344 s'étendant entre la première portion 1343 et la seconde extrémité 1342.
La première portion 1333 du premier flasque amont 133 est en appui sur la patte radiale d'accrochage amont 114 du secteur d'anneau 110. Les premier et second flasques amont 133 et 134 sont conformés pour avoir les premières portions 1333 et 1343 distantes l'une de l'autre et les secondes portions 1334 et 1344 en contact, les deux flasques 133 et 134 étant fixés de manière amovible sur la bride radiale annulaire amont 132 à l'aide de vis 160 et d'écrous 161 de fixation, les vis 160 traversant des orifices 13340, 13440 et 1320 prévus respectivement dans les secondes portions 1334 et 1344 des deux flasques amont 133 et 134 ainsi que dans la bride radiale annulaire amont 132. Les écrous 161 sont quant à eux solidaires de la structure de support d'anneau 13, étant par exemple fixés par sertissage à celle-ci.
Le second flasque amont 134 est dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP), d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement, c'est-à-dire vers la ligne de la structure de support d'anneau 13.
Dans la direction axiale DA, la bride radiale annulaire aval 136 de la structure de support d'anneau 13 est séparée du premier flasque amont 133 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 de manière à maintenir ces dernières entre la bride radiale annulaire aval 136 et le premier flasque amont 133. Il est possible de réaliser une précontrainte axiale de la bride 136. Cela permet de reprendre les différences de dilatation entre les éléments métalliques et les secteurs d'anneau en CMC lorsque ces derniers sont utilisés.
Pour davantage maintenir en position les secteurs d'anneau 110, et donc l'anneau de turbine 11, avec la structure de support d'anneau 13, l'ensemble d'anneau comprend, dans l'exemple illustré, deux premiers pions 119 coopérant avec la patte d'accrochage amont 114 et le premier flasque amont 133, et deux seconds pions 120 coopérant avec la patte d'accrochage aval 116 et la bride radiale annulaire aval 136.
Pour chaque secteur d'anneau 110 correspondant, la troisième portion 1335 du premier flasque amont 133 comprend deux orifices 13350 de réception des deux premiers pions 119, et la troisième portion 1365 de la bride radiale annulaire 136 comprend deux orifices 13650 configurés pour recevoir les deux seconds pions 120.
Pour chaque secteur d'anneau 110, chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 comprend une première extrémité, 1141 et 1161, solidaire de la face externe 112b de la base annulaire 112 et une seconde extrémité, 1142 et 1162, libre. La seconde extrémité 1142 de la patte radiale d'accrochage amont 114 comprend deux premières oreilles 117 comportant chacune un orifice 1170 configuré pour recevoir un premier pion 119. De manière similaire, la seconde extrémité 1162 de la patte radiale d'accrochage aval 116 comprend deux secondes oreilles 118 comportant chacune un orifice 1180 configuré pour recevoir un second pion 120. Les premières et secondes oreilles 117 et 118 s'étendent en saillie dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine 11 respectivement de la seconde extrémité 1142 de la patte d'accrochage radiale amont 114 et de la seconde extrémité 1162 de la patte d'accrochage radiale aval 116.
Pour chaque secteur d'anneau 110, les deux premières oreilles 117 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 11. De même, pour chaque secteur d'anneau 110, les deux secondes oreilles 118 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 11.
Chaque secteur d'anneau 110 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 1110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire amont 133 et la bride radiale annulaire aval 136, c'est-à-dire sur la face amont 114a de la patte radiale d'accrochage amont 114 et sur la face aval 116b de la patte radiale d'accrochage aval 116. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur le premier flasque annulaire amont 133 et sur la bride radiale annulaire aval 136.
Les appuis rectilignes 1110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 1110 entre la patte radiale d'accrochage amont 114 et le premier flasque annulaire amont 133, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 116 et la bride radiale annulaire aval 136 sont compris dans un même plan rectiligne.
Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine 11. Par ailleurs, les anneaux en fonctionnement basculent autour d'une normale au plan (DA, DR). Un appui curviligne générerait un contact entre l'anneau 11 et la structure de support d'anneau 13 sur un ou deux points. A l'inverse, un appui rectiligne permet un appui sur une ligne.
Conformément à l'invention, l'ensemble d'anneau comprend en outre, pour chaque secteur d'anneau 110, un élément de répartition de fluide de refroidissement 150. Cet élément de répartition 150 constitue un diffuseur de fluide (typiquement d"air) permettant l'impact d'un flux de refroidissement FR sur la face externe 112b du secteur d'anneau 110 (voir la figure 3). L'élément 150 est présent dans l'espace délimité entre l'anneau de turbine 11 et la structure de support d'anneau 13 et plus particulièrement entre le premier flasque annulaire amont 133, la couronne centrale 131 et les pattes radiales d'accrochage amont et aval 114 et 116. L'élément de répartition 150 comprend un corps creux 151 qui définit un volume interne de répartition de l'air de refroidissement ainsi qu'une plaque multi-perforée 152 qui délimite ce volume interne et comprend une pluralité de perforations de sortie traversantes 153A qui mettent en communication le volume interne du corps creux 151 avec l'espace en regard de la face externe 112b du secteur d'anneau 110.
Le corps creux 151 présente avantageusement une forme sensiblement pyramidale (c'est-à-dire progressive avec une entrée moins large que la sortie) dont la base est destinée à recevoir la plaque multi- perforée 152 comportant les perforations de sortie traversantes radiales 153A et dont les faces inclinées se rejoignent au sommet au niveau d'un orifice axial d'entrée de l'air de refroidissement 154 (illustré à la figure 3).
La plaque multi-perforée 152 est située en regard (en face) de la face externe 112b du secteur d'anneau 110 et présente dans l'exemple illustré une forme allongée le long de la direction circonférentielle Dc de l'anneau de turbine 11. La plaque multi-perforée 152 comporte également une pluralité de perforations de sortie traversantes latérales 153B qui débouche entre les première 114 et seconde 116 pattes d'accrochage du secteur d'anneau 110. Aucun élément tiers n'est présent entre la plaque multi-perforée 152 et la face externe 112b du secteur d'anneau 110 ou les première 114 et seconde 116 pattes d'accrochage afin de ne pas ralentir ou perturber l'écoulement de l'air de refroidissement traversant la plaque 152 et venant impacter le secteur d'anneau 110. La plaque multi-perforée 152 qui délimite le volume interne du corps creux 151 est située du côté du secteur d'anneau 110 (radialement vers l'intérieur). L'élément de répartition 150 comprend en outre une portion de guidage de l'air de refroidissement 155 qui s'étend à partir du corps 151 à la fois dans la direction radiale DR et dans la direction axiale DA. La portion de guidage 155 est positionnée radialement vers l'extérieur par rapport à la plaque multi-perforée 152. Cette portion de guidage 155 définit un canal intérieur (illustré par l'orifice d'entrée 154 de la figure 3 qui en définit sa sortie) qui est en communication avec les orifices d'alimentation en air de refroidissement 192 et 190 respectivement ménagés dans les premier 133 et deuxième 134 flasques amont.
Le flux d'air de refroidissement FR prélevé en amont dans la turbine est destiné à traverser les orifices 190 et 192 en vue d'être acheminé jusqu'au secteur d'anneau 110. La portion de guidage 155 définit le canal intérieur que le flux d'air de refroidissement FR est destiné à traverser en vue d'être transféré au volume intérieur du corps creux 151 et être distribué au secteur d'anneau 110 suite à sa traversée de la plaque m ulti -perforée 152. Le canal intérieur présente un orifice d'entrée (non visible sur la figure) qui est situé de préférence en regard (en face et au contact) ou dans le prolongement (c'est-à-dire très peu espacé du premier flasque amont 133) de l'orifice d'alimentation 192 et communiquant avec ce dernier. Le canal intérieur débouche par ailleurs dans le volume interne au travers de l'orifice d'entrée 154 qui émerge au sommet du volume pyramidal 151 à une extrémité opposée à la plaque multi-perforée 152. Le canal intérieur de la portion de guidage 155 a pour rôle de canaliser l'air de refroidissement FR arrivant au travers de l'orifice 192 afin de le transférer dans le volume intérieur puis vers le secteur d'anneau 110 et ainsi minimiser les pertes ou fuites de cet air de refroidissement.
Afin d'assurer un refroidissement homogène du secteur d'anneau 110 et comme l'illustrent les figures 2 et 3, le volume pyramidal intérieur comporte des ailettes directionnelles 170, 172, 174, 176, 178, régulièrement réparties à l'intérieur de ce volume et faisant aussi fonction de supports de fabrication (piliers) permanents permettant la construction de la surface en plafond 180, les faces latérales 182, 184 du volume interne contribuant tout comme les piliers à guider le flux d'air de refroidissement et à maintenir la surface en plafond lors de cette construction.
Ainsi, les sommets respectifs 170A, 172A, 174A, 176A, 178A des ailettes forment une « voûte » assurant le soutien de la surface en plafond 180 pour laquelle les solutions de supportage classiques ne fonctionnement pas avec une telle zone non accessible depuis l'extérieur. Les piliers et la voûte qu'ils forment en leur sommet offrent ainsi une solution de supportage permanent plus performante que les supports génériques classiques en terme de masse et de performance aérodynamique et en outre rendant la géométrie entièrement compatible avec un procédé de fusion laser sur lit de poudre.
En outre, en spécifiant individuellement chaque trou de refroidissement (sections différentes de trou de surface, micro-perforation droite, avec chanfrein ou avec congé, section ronde, losange ou quelconque, axe de trous orthogonal ou incliné par rapport à la surface, distribution de position de trous réglée de façon périodique ou quelconque) en toute zone de la pièce (en zone plane comme dans ses parties latérales (congés) on assure une meilleure distribution de l'écoulement d'air frais servant à refroidir et homogénéiser la température du secteur d'anneau en aval. Les ailettes directionnelles permettent de mieux distribuer l'alimentation en air « frais » et donc de refroidir de manière homogène le secteur d'anneau placé en aval de l'écoulement. Plus particulièrement, l'ailette centrale 170 est disposée dans un axe central passant par l'axe de l'orifice d'entrée 154 sensiblement à égale distance de cet orifice et de la plaque multi-perforée 152. Les autres ailettes sont réparties identiquement de chaque côté de cette ailette centrale préférentiel lement avec des angles d'inclinaison a et β par rapport à l'axe central allant croissant en se rapprochant des faces latérales 182, 184. Ainsi, de part et d'autre de cette ailette centrale 170, est disposée une première ailette 172, 174 inclinée par rapport à l'axe central dans une plage de l'ordre de 30° à 44° et une deuxième ailette 176, 178 inclinée dans une plage de l'ordre de 45° à 59°.
On notera que si ces ailettes ont été définies par un seul angle, et peuvent donc être qualifiées de droites, il est bien entendu possible, en fonction de la déviation de flux d'air souhaitée, de faire une géométrie plus complexe, spécifique à l'image d'aubes de turbines avec des inclinaisons et des courbures ayant un angle différent à l'amont comme à l'aval. De même, selon la distribution d'air souhaitée homogène ou non, l'ailette centrale peut ou non être présente. Bien entendu, le nombre d'ailettes directionnelles ne saurait être limitatif et est avantageusement compris entre 3 et 9.
La portion de guidage 155 définit également un logement 156 traversant, dans le cas présent, mais qui pourrait en variante être borgne et dont une vis de fixation 163 destinée à coopérer avec ce logement 156 assure la fixation de l'élément de répartition 150 à la structure de support d'anneau 13. Comme on peut le voir en particulier sur la figure 1, l'élément de répartition 150 comprend, dans l'exemple illustré, une portion additionnelle de maintien 157 distincte de la portion de guidage 155 (la portion 157 ne présentant pas nécessairement de canal intérieur d'acheminement du fluide de refroidissement qui devra alors traverser une paroi interne 186 ouverte entre ces deux portions). Les portions 155 et 157 d'un même élément de répartition 150 sont décalées le long de la direction circonférentielle Dc. La portion de maintien 157 définit elle aussi un logement 158 coopérant avec une vis de fixation 163 afin de permettre la fixation de l'élément 150 à la structure de support d'anneau 13. Dans l'exemple illustré, les vis de fixation 163 s'étendent le long de la direction axiale DA de l'anneau de turbine et traversent les premier 133 et second 134 flasques amont lorsqu'elles sont logées dans les logements 156 et 158.
On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1.
Lorsque les secteurs d'anneau 110 sont réalisés en matériau CMC, ces derniers sont réalisés 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 "Hi-Nicalon S", 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 114 et 116 des secteurs 110.
Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.
Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Dans une variante, la préforme textile peut être un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour être manipulée, avant de faire remonter du silicium liquide par capillarité dans le textile pour faire la densification.
Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.
Lorsque les secteurs d'anneau 110 sont en matériau métallique, ces derniers peuvent par exemple être formés par l'un des matériaux suivants : alliage AMI, alliage C263 ou alliage M509.
La structure de support d'anneau 13 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou Inconel 718 ou encore C263.
Comme le montre la figure 4, l'élément de répartition 150 est avantageusement réalisé par un procédé de fusion laser sur lit de poudre (LBM pour Laser Beam Melting) qui garantit une meilleure précision géométrique et une réduction de l'entrefer avec l'anneau du fait d'une conception monobloc. Le procédé LBM en réduisant le volume global de supports, les surfaces à reprendre en usinage, ou encore l'encombrement sur le plateau de fabrication, permet d'obtenir une réduction sensible des coûts de fabrication par une diminution de la masse (faible épaisseur) tout en apportant une amélioration sur le plan de la performance (refroidissement, légèreté).
Par un positionnement vertical de la paroi perforée 152 sur le plateau de fabrication 194, on assure une meilleure maîtrise de sa géométrie tout en réduisant son niveau de rugosité (bénéfice tant mécanique que aérodynamique). En outre, en rendant les piliers de construction fonctionnels et permanents (1 ailette = 1 pilier de construction), on créée ainsi une géométrie qui optimise la fonction refroidissement tout en supportant la surface en plafond, assurant ainsi et une meilleure fabricabilité et ceci sans pénaliser la masse.
La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 110 sur la structure de support d'anneau 13. Ce montage peut être effectué secteur d'anneau par secteur d'anneau de la manière suivante. On place d'abord les premiers pions 119 dans les orifices 13350 prévus dans la troisième partie 1335 du premier flasque amont 133, et on monte le secteur d'anneau 110 sur le premier flasque amont 133 en engageant les premiers pions 119 dans les orifices 1170 des premières oreilles de la patte d'accrochage amont 114 jusqu'à ce que la première portion 1333 du premier flasque amont 133 soit en appui contre la surface d'appui 1110 de la face amont 114a de la patte d'accrochage amont 114 du secteur d'anneau 110.
On fixe ensuite le deuxième flasque amont 134 au premier flasque amont 133 et à l'élément de répartition 150 présent entre les pattes 114 et 116 en positionnant les vis de fixation 163 au travers des orifices 13440, 13340, 154 et 158.
Puis les deux seconds pions 120 sont insérés dans les deux orifices 13650 prévus dans la troisième partie 1365 de la bride radiale annulaire 136 de la structure de support d'anneau 13.
L'ensemble comprenant le secteur d'anneau 110, les flasques 133 et 134 et l'élément de répartition 150 précédemment obtenu est ensuite monté sur la structure de support d'anneau 13 en insérant chaque second pion 120 dans chacun des orifices 1180 des secondes oreilles 118 des pattes radiales d'accrochage aval 116 du secteur d'anneau 110. Lors de ce montage, on met la deuxième portion 1334 du premier flasque amont 133 en appui contre la bride radiale annulaire amont 132.
On finalise ensuite le montage du secteur d'anneau en venant insérer les vis de fixations 160 dans les orifices 13440, 13340 encore libres et 1320, coaxiaux, et on serre chacune des vis dans les écrous 161 solidaires de la structure de support d'anneau.
L'exemple de réalisation qui vient d'être décrit comprend, pour chaque secteur d'anneau 110, deux premiers pions 119 et deux seconds pions 120. On ne sort toutefois pas du cadre de l'invention si pour chaque secteur d'anneau, on utilise deux premiers pions 119 et un seul second pion 120 ou un seul premier pion 119 et deux seconds pions 120.
Dans une variante non illustrée, on pourrait encore utiliser un élément de répartition 150 ayant la même structure que celle décrite à la figure 1 et des pions s'étendant dans la direction radiale entre la couronne centrale 131 et les pattes d'accrochage 114 et 116 afin de maintenir ces pattes en position radiale. Selon cette variante, les extrémités de ces pions sont insérées en force dans des orifices réalisés dans la couronne centrale 131 afin d'assurer leur maintien. En variante, ces pions pourraient être montés avec un jeu dans les orifices de la couronne centrale 131 puis être soudés ensuite.
On notera que si la description précitée s'est essentiellement intéressée à un élément de répartition pour secteurs d'anneau de turbine, il est clair qu'un tel élément de répartition de type douche peut trouver aussi application dans tous autres organes de moteurs, par exemple des parois ou surfaces à refroidir, nécessitant une alimentation en air de refroidissement comme un carter.

Claims

REVENDICATIONS
1. Elément de répartition d'un fluide de refroidissement (150) destiné à être fixé à une structure de support (13) pour alimenter en fluide de refroidissement une paroi à refroidir (110) lui faisant face, ledit élément de répartition comprenant un corps (151) définissant un volume interne de répartition du fluide de refroidissement et une plaque multi- perforée (152) qui délimite ce volume interne et comprend une pluralité de perforations de sortie traversantes (153A, 153B) qui mettent en communication ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement avec ladite paroi à refroidir (110), l'élément de répartition comprenant un orifice d'entrée (154) débouchant dans ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement, caractérisé en ce que ledit volume interne de répartition du fluide de refroidissement comporte des ailettes directionnelles (170, 172, 174, 176, 178) disposées sensiblement à égale distance dudit orifice d'entrée et de ladite plaque multi-perforée, pour diriger le fluide de refroidissement dudit orifice d'entrée vers lesdites perforations de sortie traversantes.
2. Elément de répartition selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit corps présente une forme sensiblement pyramidale dont une base est destinée à recevoir ladite plaque multi-perforée comportant lesdites perforations de sortie traversantes diffusant le fluide de refroidissement et dont les faces inclinées se rejoignent à un sommet au niveau dudit orifice d'entrée de l'air de refroidissement.
3. Elément de répartition selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites ailettes directionnelles sont régulièrement réparties à l'intérieur dudit volume interne.
4. Elément de répartition selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que lesdites ailettes directionnelles comportent des sommets respectifs (170A, 172A, 174A, 176A, 178A) formant une voûte assurant le soutien d'une surface en plafond (180) dudit volume interne.
5. Elément de répartition selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que lesdites ailettes directionnelles comportent une ailette centrale (170) disposée dans un axe central passant par l'axe dudit orifice d'entrée, au moins deux autres ailettes (172, 174 ; 176, 178) étant réparties identiquement de chaque côté de ladite ailette centrale avec des angles d'inclinaison a et β par rapport au dit axe central allant croissant.
6. Elément de répartition selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite première ailette est inclinée par rapport au dit axe central dans une plage de l'ordre de 30° à 44° et ladite deuxième ailette est inclinée par rapport au dit axe central dans une plage de l'ordre de 45° à 59°.
7. Elément de répartition selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que lesdites ailettes directionnelles sont en un nombre compris entre 3 et 9.
8. Ensemble d'anneau de turbine pour turbomachine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (110) formant un anneau de turbine, une structure de support d'anneau (13) et une pluralité d'éléments de répartition (150) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
9. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 8.
10. Procédé de fusion laser sur lit de poudre pour la fabrication d'un élément de répartition selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel lesdites ailettes directionnelles font fonction de support permanent lors de la construction dudit volume interne.
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