WO2022208007A1 - Ensemble d'anneau de turbine pour une turbomachine - Google Patents

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WO2022208007A1
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flange
orifices
ring
turbine
ring assembly
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PCT/FR2022/050563
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Clément Jarrossay
Aurélien Gaillard
Pascal Cédric TABARIN
Arthur Paul Gabriel NIMHAUSER
Clément Emile André CAZIN
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Safran Aircraft Engines
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Publication date
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to the technical field of turbomachines, in particular for aircraft. More particularly, the invention relates to a turbine ring assembly for a turbomachine which comprises a plurality of ring sectors made of ceramic matrix composite material as well as an annular metal support for the turbine ring.
  • the state of the art includes, in particular, the documents EP-A1-3865682; FR-A1-3056632, EP-A1-3173583, US-A1-2018/051591, EP-A1-3115559 and US-A1-2018/073391.
  • a turbomachine in particular of an aircraft, comprises, from upstream to downstream, a fan, a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine .
  • a high-pressure turbine of the turbomachine comprises at least one stage comprising a distributor formed of an annular row of fixed straightening vanes and a bladed wheel rotatably mounted downstream of the distributor in a cylindrical or frustoconical assembly of ring sectors arranged circumferentially end to end and forming a turbine ring.
  • a distributor formed of an annular row of fixed straightening vanes and a bladed wheel rotatably mounted downstream of the distributor in a cylindrical or frustoconical assembly of ring sectors arranged circumferentially end to end and forming a turbine ring.
  • CMC materials have good mechanical properties making them suitable for forming structural elements and advantageously retain these properties at high temperatures.
  • the implementation of CMC materials has advantageously made it possible to reduce the cooling flow to be imposed during operation and therefore to increase the performance of the turbomachines.
  • the implementation of CMC materials advantageously makes it possible to reduce the mass of the turbomachines and to reduce the hot expansion effect encountered with the metal parts.
  • Each sector of the turbine ring in CMC material is assembled with attachment elements in metallic material of an annular support of the turbine ring and of the ring assembly, these metallic attachment elements are also subjected to the hot flow. Consequently, by reducing the operating cooling flow of the turbine ring, the metal attachment elements in contact with the turbine ring become more exposed to the hot flow. It is then the metal attachment elements that are subjected to significant mechanical stresses.
  • the invention proposes a turbine ring assembly for an aircraft turbomachine, the ring assembly extending around an axis A and comprising:
  • each ring sector made of composite material with a ceramic matrix forming a turbine ring, each ring sector comprising first and second attachment lugs extending radially outwards from, respectively, the upstream and downstream ends of the ring sectors, these first and second tabs defining between them a cavity for circulation of a flow of cooling air F,
  • annular metal support for the turbine ring comprising first and second annular flanges, respectively upstream and downstream, extending radially inwards and configured to hold the first and second hooking lugs of each ring sector, said second flange being in axial support upstream against the second attachment lug, with respect to the direction of a flow of gas G intended to pass through the ring assembly along said axis A, and
  • first annular metal flange arranged upstream of the turbine ring and of the first flange, said first flange comprising an internal periphery bearing axially downstream against the first attachment lug and an external periphery fixed to the first flange.
  • the ring assembly further comprises air passage orifices formed in the internal periphery of the first flange and/or in the second flange, these air passage orifices being configured to ensure an outlet of air from said cavity.
  • the cooling system incorporates orifices in the internal periphery of the first flange and/or in the second flange. More precisely, the cooling air circulation cavity of each ring sector is supplied with air flow, called ventilation and cooling, which comes from a turbomachine compressor upstream of the ring assembly. This flow of air is evacuated from the cavity of each of the ring sectors preferentially through the orifices of the first flange and/or of the second flange, by absorbing the heat and thus by cooling these metal elements of the ring assembly .
  • the invention therefore has the advantage of proposing a simple design, offering high reliability, and not very penalizing in terms of cost and size of the ring assembly in a turbomachine.
  • the turbine ring assembly according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the holes in the first flange are oriented from upstream to downstream radially outwards, and/or the holes in the second flange are oriented from upstream to downstream radially inwards;
  • the orifices of the first flange are also preferably oriented in a circumferential direction (relative to axis A);
  • the orifices of the second flange are also preferably oriented in a circumferential direction (relative to axis A);
  • the internal periphery of the first flange comprises a radial annular face bearing on the first hooking lug, and in that the orifices formed on this flange open downstream radially outside this face;
  • the second flange comprises an inner periphery having a radial annular bearing face on the second hooking lug, and in that the orifices formed on this second flange open out radially upstream at outside this face, the air passage orifices are regularly spaced around said axis A;
  • the orifices are circular and/or oblong;
  • the air passage orifices are formed in the first flange and in the second flange;
  • the second flange comprises a first portion, a second portion and a third portion between the first and second portions, the first and third portions being separated by a shoulder, in which the orifices formed on the second flange open upstream and in the shoulder.
  • the present invention also relates to a turbine for an aircraft turbomachine, comprising at least one distributor formed of an annular row of fixed straightening vanes and a bladed wheel rotatably mounted downstream of the distributor and inside the turbine ring of a ring assembly according to one of the features of the invention.
  • Each series of orifices formed on the first flange can be located between two trailing edges of two consecutive stationary blades upstream of the turbine ring, and/or each series of orifices formed on the second flange of the annular support can be located between two leading edges of two consecutive fixed blades downstream of the turbine ring.
  • the present invention further relates to a turbine engine, in particular for an aircraft, comprising at least one set of turbine ring sectors according to one of the features of the invention, or a turbine according to the invention.
  • Figure 1 is a partial schematic half view in axial section of a high pressure turbine of a turbomachine according to the prior art
  • Figure 2 is a schematic perspective view of a turbine ring assembly of the high pressure turbine according to the prior art
  • Figure 3 is a schematic view in axial section of a turbine ring assembly according to one embodiment of the invention.
  • Figure 4 is a partial schematic perspective view of the ring assembly of Figure 3 according to a first embodiment, in which a second downstream flange of an annular support comprises passage holes for air according to a first configuration;
  • Figure 5a is a schematic perspective view of the upstream side of a first flange of the ring assembly of Figure 3 or 4 comprising orifices according to the first configuration;
  • Figure 5b is a schematic perspective view of the downstream side of the first flange of Figure 5b;
  • Figure 6a is a schematic perspective view of the downstream side of the second downstream flange of Figure 4 having orifices according to the first configuration
  • Figure 6b is a schematic perspective view of the upstream side of the second downstream flange of Figure 6a;
  • Figure 7a is a partial schematic perspective view of the upstream side of a ring assembly, in which a first flange comprises air passage orifices according to a second configuration;
  • FIG.7b Figure 7b is a partial schematic perspective view of the downstream side of the ring assembly of Figure 7a, in which a second downstream flange comprises air passage orifices according to the second configuration;
  • Figure 8a is a schematic perspective view of the upstream side of the second downstream flange of Figure 7b;
  • Figure 8b is a schematic perspective view of the downstream side of the second downstream flange of Figures 7b and 8a;
  • Figure 9a is a schematic perspective view of the upstream side of the first flange of Figure 7a;
  • Figure 9b is a schematic perspective view of the downstream side of the first flange of Figure 7a and 9a.
  • the terms “longitudinal” and “axial” qualify the orientation of structural elements extending in the direction of a longitudinal axis. This longitudinal axis can be confused with an axis of rotation of an engine of a turbomachine.
  • the term “radial” qualifies an orientation of structural elements extending in a direction perpendicular to the longitudinal axis.
  • the terms “inner” and “outer”, and “inner” and “outer” are used in reference to positioning relative to the longitudinal axis.
  • a structural element extending along the longitudinal axis has an inner face facing the longitudinal axis and an outer surface, opposite its inner surface.
  • upstream and “downstream” are defined with respect to the direction of circulation of a flow of gas in the turbomachine.
  • a turbomachine conventionally comprises, from upstream to downstream, a fan, a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • FIG. 1 illustrates a part of a turbomachine 10 extending along a longitudinal axis X, and comprising, from upstream to downstream, a combustion chamber 1a, a high pressure (HP) turbine 1b and a low turbine pressure (LP) 1c.
  • Each stage of one of the turbines 1b, 1c comprises an annular row of guide or fixed straightening vanes 20, 20' and a blade wheel 3 arranged alternately known way.
  • the annular row of stationary blades 20 of the HP turbine 1b forms a distributor 2.
  • the wheel 3 (or rotor) is rotatably mounted downstream of the distributor 2 in a cylindrical or tapered assembly 1 according to a configuration of the prior art.
  • the assembly 1 comprises a plurality of ring sectors 40 arranged circumferentially end to end and forming a turbine ring 4 enveloping the wheel 3.
  • the turbine ring 4 is suspended from a turbine casing 6 via an annular support 5.
  • This annular support 5 of the assembly 1 comprises at its internal periphery a first and second annular radial flanges 52, 53, respectively upstream and downstream, which are connected to each other by a cylindrical portion 51 .
  • the annular support 5 also comprises a tapered (FIG. 1) or annular (FIG. 2) portion 54 extending upstream and outwards with respect to the axis X.
  • This portion 54 is, on the one hand, connected at its radially inner end to the cylindrical portion 51, and on the other hand, connected at its radially outer end to a radially outer annular flange 55 for fixing to a corresponding annular flange 65 of the turbine casing 6.
  • the portion 54 of the support ring 5 defines with a frustoconical wall 58 of the chamber 1a an annular enclosure 50.
  • the enclosure 50 is supplied with ventilation and cooling air by holes 58a formed in the frustoconical wall 58.
  • Holes 52a are formed in the first flange 52 of the annular support 5 to establish fluid communication between the enclosure 50 and a cooling air circulation cavity 30 of each ring sector 40.
  • This cavity 30 is delimited externally by the wall 51 d u ring support.
  • the arrow F indicates the direction of flow of a flow of cooling air coming in particular from the compressor (not shown) of the turbomachine 10 which supplies the combustion chamber 1a with air.
  • the ring sectors 4 include at their upstream and downstream ends first and second hooking lugs 42, 43 on, respectively, the first and second flanges 52, 53 of the annular support 5.
  • the turbine assembly 1 is described in more detail with reference to FIG. 2 which shows it in half view in radial section according to another configuration of the prior art.
  • the turbine assembly 1 of FIG. 2 can be assembled in the turbine engine 10 of FIG.
  • the ring assembly 1 therefore extends around a longitudinal axis A.
  • This axis A is substantially parallel to the axis X of the turbomachine 10.
  • the arrow DA indicates the axial direction of the turbine ring 4 while that the arrow DR indicates the radial direction of the turbine ring 4.
  • FIG. 2 is a partial view of the turbine ring 4 which is in reality a complete ring.
  • the arrow G indicates the direction of flow of a gas stream in the turbine 1b.
  • Each ring sector 40 has, along a plane defined by the axial DA and radial DR directions, a section substantially in the shape of the inverted Greek letter "Pi" (TT).
  • the section in fact comprises an annular base 41 and first and second radial hooking lugs 42, 43.
  • the section of the ring sector can have a shape other than "p", such as for example a "K” shape or in "O".
  • the annular base 41 comprises, in the direction DR of the ring 4, an internal face 41a and an external face 41b opposite to each other.
  • the internal face 41a of the annular base 41 can be coated with a layer of abradable material 44 to define a gas stream flow path in the turbine.
  • the first and second attachment lugs 42, 43 extend radially outwards from, respectively, the upstream 421a and downstream 421b ends of each ring sector.
  • the first and second tabs 42, 43 extend projecting outwards (in the direction DR) from the outer face 41b and the upstream and downstream ends 421a, 421b of the annular base 41 of each ring sector 40.
  • the first and second legs 42, 43 extend over the entire width of the ring sector 40, that is to say over the entire arc of a circle described by the sector ring 40, or over the entire circumferential length of the ring sector 40.
  • the annular support 5 integral with the turbine casing 6 comprises:
  • first and second flanges 52, 53 extend radially inwards (relative to the direction DR) from one face internal 51 has of the portion 51 .
  • the first flange 52 comprises a first free end 524 and a second opposite end 525 which is connected to the internal face 51a of the portion 51 .
  • the second flange 53 comprises a first portion 531, a second portion 532, and a third portion 533 between the first and second portions 531, 532.
  • the first and third portions 531, 533 can form an internal periphery (relative to the direction DR) of the second flange 53, and the second portion 532 can form an outer periphery (with respect to the direction DR) of the second flange 53.
  • the first portion 534 comprises a first free end 534 and the second portion 532 comprises a second end 535 connected to the inner face 51a of portion 51.
  • the first portion 531 extends between the first end 534 and the third portion 533, and the second portion 532 extends between the third portion 533 and the second end 535.
  • the first and the third portions 531, 533 are separated by a shoulder 537.
  • the internal periphery of the first portion 531 (in particular a radial annular face 536 of the first portion 531) is in contact with the second attachment lug 43 of the turbine ring 4.
  • the first portion 531 and the third portion 533 have an increased thickness compared to that of the second portion 532 to provide increased rigidity per second flange 53 with respect to the upstream part comprising in particular the first flange 52, so as to reduce the axial leakage of the ring in the case of a rectilinear support.
  • assembly 1 in addition to a first flange 56 annular, assembly 1 also includes a second flange 57 annular.
  • the two flanges 56, 57 are removably fixed to the first flange 52 of the annular support 5.
  • the first and second flanges 56, 57 are arranged upstream of the turbine ring 1 with respect to the flow direction G of the flow gas in the turbine.
  • the first flange 56 is arranged downstream of the second flange 57.
  • the first flange 56 is in a single piece while the second flange 57 can be sectorized into a plurality of annular sectors of the second flange 57 or be in a single piece.
  • the first flange 56 has a first free end 564 and a second end 565 removably fixed to the annular support 5, and more particularly to the first flange 52.
  • the first flange 52 has a first portion forming an internal periphery 561 ( relative to the DR direction) and a second portion forming an outer periphery 562 (relative to the DR direction).
  • the inner periphery 561 extends between the first end 564 and the outer periphery 562, and the outer periphery 562 extends between the inner periphery 561 and the second end 565.
  • the periphery internal 561 of the first flange 56 (and in particular a radial annular face 566 of the first flange 56) is in abutment against the first hooking lug 42 of each of the ring sectors 40, and the external periphery 562 is in abutment against at least a part of the first flange 52.
  • the second flange 57 has a first free end 574 and a second end 575 opposite the first end 574 and in contact with the cylindrical portion 51 .
  • the second end 575 of the second flange 57 is also removably fixed to the annular support 5, and more particularly to the first flange 52.
  • the second flange 57 further comprises a first portion forming an internal periphery 571 and a second portion forming an outer periphery 572.
  • the inner periphery 571 extends between the first end 574 and the outer periphery 572, and the outer periphery 572 extends between the inner periphery 571 and the second end 575.
  • the first and second flanges 56, 57 are shaped to have the inner peripheries 561, 571 spaced from each other and the outer peripheries 562, 572 in contact, the two flanges 56; 57 being removably fixed to the first flange 52 by means of fixing screws 82 and nuts 83, the screws 82 passing through orifices 570, 560 and 520 respectively provided in the outer peripheries 572 and 562 of the two flanges 56 , 57 as well as in the first flange 52.
  • the ring assembly 1 comprises, for each ring sector 40, two first axial pins 84 (for relative to the direction DA) cooperating with the first attachment lug 42 and the first flange 56, and two second axial pins 86 (relative to the direction DA) cooperating with the second attachment lug 57 and the second flange 53.
  • the inner periphery 561 of the first flange 56 includes holes for receiving the first two pins 84
  • the third portion 533 of the second flange 53 includes holes configured to receive the two second pins 86.
  • each of the first and second attachment lugs 42, 43 comprises orifices configured to receive the first pins 84 and the second pins 56.
  • the annular support 5 further comprises radial pins 88 (with respect to the direction DR) which make it possible to press the ring 4 in the low radial position, that is to say towards the vein, in a deterministic manner.
  • radial pins 88 cooperate with orifices made in the direction DR in the cylindrical portion 51 of the annular support 5.
  • air coming from the compressor of the turbomachine is taken upstream from the combustion chamber 1a and penetrates (via parking spaces 58a, 52a) into the air circulation cavity of cooling 30 of each ring sector 40.
  • This cavity 30 therefore supplies all the ring sectors 40 with air flow F and cools them.
  • Each ring sector 40 of the turbine ring 4 is made of ceramic matrix composite material (CMC), while the first and second flanges 52, 53 of the annular support 5, the first and the second flanges 56 are made of metallic material.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • This arrangement of the turbine ring assembly 1 of FIG. 2 has several drawbacks mentioned above in the technical background, in particular a risk of generating mechanical stresses and embrittlement of the first flange 56 of metal and/or or the second metal flange 53 which are exposed to the hot flow of the turbine.
  • the turbine ring assembly 1 of the present invention may also be able to be installed in the turbine engine 10 illustrated in Figure 1.
  • Figures 3 to 9b show several embodiments of the assembly 1 according to the invention.
  • the turbine assembly 1 according to the invention comprises the ring sectors 40 made of CMC material, the metallic annular support 5 and the first and second flanges 56, 57 metallic as described above with reference to FIG. 2.
  • the turbine assembly 1 according to the invention differs from the turbine assembly 1 according to the prior art (FIG. 2) by the presence of air passage orifices 9a, 9b which are formed in the first flange 56 and / or in the second flange 53 of the annular support 5. These orifices 9a, 9b make it possible to ensure the passage of air of the air flow F from the cooling cavity 30 of each ring sector 40 to outside the turbine ring assembly 1 ( Figure 3).
  • This arrangement of the assembly 1 according to the invention therefore makes it possible to cool the first flange 56 and/or the second flange 52 with a minimum flow rate of air flow (coming from the cavity 30); and/or to prevent the stream gases from being reintroduced towards the first and second attachment lugs 42, 43.
  • Figures 3 to 6b illustrate a first embodiment of the turbine ring assembly 1 according to the invention.
  • air passage orifices 9a are formed in the first flange 56 and air passage orifices 9b are formed in the second flange 53.
  • the orifices 9a can be formed only in the first flange 56.
  • the orifices 9b can be formed only in the second flange 53.
  • the orifices 9a are formed in the internal periphery 561 of the first flange 56.
  • the orifices 9a can be oriented in a circumferential direction of the ring assembly (relative to the axis A). In the example of FIG. 3, these orifices 9a are oriented, from upstream to downstream, radially outward (relative to axis A or direction DA).
  • the orifices 9a open out in particular downstream and radially outside of the radial annular bearing face 566 at the first hooking lug 42. This makes it possible to direct the flow of air F from the cavity 30 towards the distributor 2 by upstream of ring sector 40.
  • the orifices 9b of the second flange 53 are preferably formed in the third portion 533 of the second flange 53.
  • the orifices 9b can be oriented along a circumferential direction of the ring assembly (with respect to the axis A). In the example of FIG. 3, these orifices 9b are oriented, from upstream to downstream, radially inwards (relative to the axis A or the direction DR).
  • the orifices 9b open out in particular downstream and radially outside of the radial annular bearing face 536 at the second hooking lug 43. This also makes it possible to direct the flow of air F from the cavity 30 to the distributor 2 'downstream of the ring sector 40.
  • the orifices 9b open upstream and in the shoulder 537 of the second flange 53.
  • the orifices 9b can emerge upstream and in a radial annular face 538 of the third portion 533, this face 538 not being supported on the second hooking lug 43 of the turbine ring 4.
  • the orifices 9a formed in the first flange 56 are regularly spaced around the axis A, as illustrated in FIGS. 5a and 5b.
  • the holes 9b formed in the second flange 53 are also regularly spaced around the axis A, as illustrated in Figures 4, 6a and 6b.
  • the orifices 9a, 9b can be circular and/or oblong.
  • the orifices 9a, 9b can be three to ten in number for each ring sector 40. In the examples of FIGS. 5a to 6b, the orifices 9a, 9b are five in number per ring sector 40.
  • FIGS 7a to 9b illustrate a second embodiment of the turbine ring assembly 1 according to the invention.
  • the turbine ring assembly 1 of the second embodiment differs from the turbine ring assembly 1 of the first embodiment by the arrangement of the air passage orifices in the first flange 56 and/or the second flange 53 of the annular support 5.
  • the air passage orifices 9a, 9b are grouped together in series of orifices per ring sector 40.
  • Each series of orifices 9a can be formed on the first flange 56, as illustrated in Figures 7a, 9a and 9b; and/or each series of holes 9b may be formed on the second flange 53, as illustrated in Figures 7b, 8a and 8b.
  • the circumferential pitch around the axis A between the orifices 9a, 9b of the same series of orifices 9a, 9b is less than the circumferential pitch around the axis A between two consecutive series of orifices 9a, 9b .
  • Circumferential pitch means the distance measured circumferentially with respect to the axis A between two consecutive orifices or two series of consecutive orifices having similar profiles.
  • each series of orifices 9a is located on the first flange 56, in particular on a first predetermined zone Za of the first flange 56.
  • FIG. 7b illustrates a series of orifices 9b located on the second flange 53, in particular on a second predetermined zone Zb of the second flange 53.
  • the position of each series of orifices 9a, 9b of the predetermined zones Za, Zb can be constant or variable depending on the dimensioning of the turbine ring 4 and of the annular support 5.
  • each series of orifices 9a, 9b are located in zones Za, Zb where the static pressure is highest in the vein flow rate of the gas stream G.
  • Each series of orifices 9a, 9b can comprise between three and ten orifices. In the examples of the figures, each series of orifices 9a, 9b comprises five orifices 9b.
  • the present invention also relates to a turbine, in particular an HP turbine 1b, comprising at least one distributor 2, 2' formed of an annular row of vanes 20, 20' fixed and an impeller 3.
  • the impeller 3 is rotatably mounted downstream of the distributor 2 and inside the turbine ring 4 of the ring assembly 1 according to the invention.
  • the vanes 20 upstream of the ring sector 40 are formed on the HP distributor 2 and the vanes 20' downstream of the ring sector 40 are formed on the BP distributor 2'.
  • the vanes 20' downstream of the ring sector 40 are formed on the LP distributor 2' and/or on the HP distributor 2 when the turbomachine 10 comprises several HP distributors.
  • first series of orifices 9a formed on the first flange 56 are located between trailing edges 22 of two consecutive blades 20 upstream of the ring sector 40 and corresponding to the first zone Za.
  • Second series of orifices 9b formed on the second flange 53 are located between the leading edges 21 of two consecutive blades 20' downstream of the ring sector 40 and corresponding to the second zone Zb.
  • This ring assembly 1 makes it possible to obtain a specific tangential positioning of the orifices 9a, 9b with respect to the positioning of the vanes 20, 20' upstream and downstream of the ring sectors 40.
  • This arrangement makes it possible to limit the reintroduction of gases vein towards the ring assembly 1 (and in particular towards the first metal flange 56, the second metal flange 53 of the annular support 5 and also the first and second hooking lugs 42, 43).
  • the flow of gas G passing between the trailing edges or between the leading edges of two consecutive blades is less disturbed (without or with little swirl) and therefore comprises the highest static pressure; than the flow of gas G passing between the leading edge and the trailing edge of the same blade.
  • Placing the orifices 9a, 9b in the passage of the undisturbed gas flow therefore makes it possible to evacuate quickly and without obstacle the flow of air F from the assembly 1, while cooling the first flange 56 and/or the second flange 53 .
  • the present invention further relates to a turbine engine 10, in particular of an aircraft, comprising at least one turbine ring assembly 1 according to the invention.
  • the turbomachine may be a turbojet or a turboprop.

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Abstract

L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine (1) comprenant : des secteurs d'anneau (40) en matériau composite à matrice céramique comportant chacun des première et seconde pattes d'accrochage (42, 43) et une cavité (30) de circulation d'un flux air, un support métallique (5) comprenant une première bride (52) et une second bride (53) étant en appui axial vers l'amont contre la seconde patte (43), un premier flasque métallique (56) disposé en amont de la première bride et comprenant une périphérie interne (561) en appui axial vers l'aval contre la première patte (42) et une périphérie externe (562) fixée à la première bride (52), et des orifices de passage d'air (9a, 9b) formés dans la périphérie interne du premier flasque (56) et/ou dans la seconde bride, ces orifices étant configurés pour assurer le passage du flux d'air de ladite cavité jusqu'à l'extérieur de l'ensemble (1).

Description

DESCRIPTION
TITRE : ENSEMBLE D’ANNEAU DE TURBINE POUR UNE
TURBOMACHINE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine technique des turbomachines, en particuliers pour des aéronefs. Plus particulièrement, l’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine qui comporte une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu’un support métallique annulaire d’anneau de turbine.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend, notamment, les documents EP-A1- 3865682 ; FR-A1 -3056632, EP-A1 -3173583, US-A1 -2018/051591 , EP-A1- 3115559 et US-A1 -2018/073391 .
D’une manière générale, une turbomachine, en particulier d’un aéronef comprend, d’amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Une turbine haute pression de la turbomachine comprend au moins un étage comportant un distributeur formé d’une rangée annulaire d’aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur dans un ensemble cylindrique ou tronconique de secteurs d’anneau disposés circonférentiellement bout à bout et formant un anneau de turbine. Dans le cas des ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble d’anneau et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. 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.
Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) et s'affranchir de la mise en œuvre d'un matériau métallique.
Les matériaux CMC présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. La mise en œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques. Chaque secteur de l’anneau de turbine en matériau CMC est assemblé avec des éléments d’accrochage en matériau métallique d’un support annulaire de l’anneau de turbine et de l’ensemble d’anneau, ces éléments d’accrochage métalliques sont également soumis au flux chaud. Par conséquent, en réduisant le flux de refroidissement de fonctionnement de l’anneau de turbine, les éléments d’accrochage métalliques en contact avec l’anneau de turbine se retrouvent plus exposés au flux chaud. Ce sont alors les éléments d’accrochage métalliques qui sont soumis à des contraintes mécaniques importantes.
Ainsi, il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre des secteurs d’anneau en matériau CMC, notamment en réduisant les contraintes mécaniques auxquelles les pièces métalliques en contact des secteurs d'anneau en CMC sont soumises lors du fonctionnement de la turbine.
Résumé de l'invention A cet effet, l’invention propose un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine d’aéronef, l’ensemble d’anneau s’étendant autour d’un axe A et comprenant :
- des secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine, chaque secteur d'anneau comportant des première et seconde pattes d’accrochage s’étendant radialement vers l’extérieur depuis, respectivement, des extrémités amont et aval des secteurs d’anneau, ces première et seconde pattes définissant entre elles une cavité de circulation d’un flux d’air F de refroidissement,
- un support métallique annulaire d’anneau de turbine comprenant des première et seconde brides annulaires, respectivement amont et aval, s’étendant radialement vers l’intérieur et configurées pour maintenir les première et seconde pattes d’accrochage de chaque secteur d’anneau, ladite seconde bride étant en appui axial vers l’amont contre la seconde patte d’accrochage, par rapport au sens d’un flux de gaz G destiné à traverser l’ensemble d’anneau le long dudit axe A, et
- un premier flasque métallique annulaire disposé en amont de l’anneau de turbine et de la première bride, ledit premier flasque comprenant une périphérie interne en appui axial vers l’aval contre la première patte d’accrochage et une périphérie externe fixée à la première bride.
Selon l’invention, l’ensemble d’anneau comprend en outre des orifices de passage d’air formés dans la périphérie interne du premier flasque et/ou dans la seconde bride, ces orifices de passage d’air étant configurés pour assurer une sortie d’air depuis ladite cavité.
Une telle configuration permet de refroidir efficacement les éléments métalliques de l’ensemble d’anneau qui sont exposés au flux chaud. Le système de refroidissement selon l’invention intègre des orifices dans la périphérie interne du premier flasque et/ou dans la seconde bride. Plus précisément, la cavité de circulation d’air de refroidissement de chaque secteur d’anneau est alimentée en flux d’air, dit de ventilation et de refroidissement, qui provient d’un compresseur de la turbomachine en amont de l’ensemble d’anneau. Ce flux d’air est évacué de la cavité de chacun des secteurs d’anneau préférentiellement par les orifices du premier flasque et/ou de la seconde bride, en absorbant la chaleur et ainsi en refroidissant ces éléments métalliques de l’ensemble d’anneau. Ceci permet d’augmenter la performance de la turbomachine puisque le flux d’air prélevé en amont de l’ensemble d’anneau permet de refroidir avec un minimum de débit à la fois l’anneau de turbine en CMC ainsi que le premier flasque métallique et/ou la seconde bride métallique.
L’invention présente par conséquent l’avantage de proposer une conception simple, offrant une grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement de l’ensemble d’anneau dans une turbomachine.
L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- les orifices du premier flasque sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’extérieur, et/ou les orifices de la seconde bride sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur ;
- les orifices du premier flasque sont en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle (par rapport à l’axe A) ;
- les orifices de la seconde bride sont en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle (par rapport à l’axe A) ;
- la périphérie interne du premier flasque comprend une face annulaire radiale d’appui sur la première patte d’accrochage, et en ce que les orifices formés sur ce flasque débouchent en aval radialement à l’extérieur de cette face ;
- la seconde bride comprend une périphérie interne ayant une face annulaire radiale d’appui sur la seconde patte d’accrochage, et en ce que les orifices formés sur cette seconde bride débouchent en amont radialement à l’extérieur de cette face les orifices de passage d’air sont espacés régulièrement autour dudit axe A ;
- les orifices de passage d’air sont rassemblés par séries d’orifices, le pas circonférentiel autour dudit axe A entre les orifices d’une même série d’orifices étant inférieur au pas circonférentiel autour dudit axe A entre deux séries d’orifices consécutives chaque série d’orifices comprend entre trois et dix orifices ;
- les orifices sont de forme circulaire et/ou oblong ;
- les orifices de passage d’air sont formés dans le premier flasque et dans la seconde bride ;
- la seconde bride comprend une première portion, une seconde portion et une troisième portion comprise entre les première et seconde portions, les première et troisième portions étant séparées par un épaulement, dans lequel les orifices formés sur la seconde bride débouchent en amont et dans l’épaulement.
La présente invention concerne encore une turbine pour une turbomachine d’aéronef, comportant au moins un distributeur formé d’une rangée annulaire d’aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur et à l’intérieur de l’anneau de turbine d’un ensemble d’anneau selon l’une des particularités de l’invention.
Chaque séries d’orifices formée sur le premier flasque peut être située entre deux bords de fuite de deux aubes fixes consécutives en amont de l’anneau de turbine, et/ou chaque séries d’orifices formée sur la seconde bride du support annulaire peut être située entre deux bords d’attaque de deux aubes fixes consécutives en aval de l’anneau de turbine.
La présente invention concerne en outre une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins un ensemble de secteur d’anneau de turbine selon une des particularités de l’invention, ou une turbine selon l’invention.
Brève description des figures D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbine haute pression d’une turbomachine selon l’art antérieur ; [Fig.2] la figure 2 est une vue schématique en perspective d’un ensemble d’anneau de turbine de la turbine haute pression selon l’art antérieur ;
[Fig.3] la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale d’un ensemble d’anneau de turbine selon un des modes de réalisation de l’invention ;
[Fig.4] la figure 4 est une vue schématique partielle en perspective de l’ensemble d’anneau de la figure 3 selon un premier mode de réalisation, dans lequel une seconde bride aval d’un support annulaire comprend des orifices de passage d’air selon une première configuration ;
[Fig.5a] la figure 5a est une vue schématique en perspective du côté amont d’un premier flasque de l’ensemble d’anneau de la figure 3 ou 4 comportant des orifices selon la première configuration ;
[Fig.5b] la figure 5b est une vue schématique en perspective du côté aval du premier flasque de la figure 5b ;
[Fig.6a] la figure 6a est une vue schématique en perspective du côté aval de la seconde bride aval de la figure 4 comportant des orifices selon la première configuration ;
[Fig.6b] la figure 6b est une vue schématique en perspective du côté amont de la seconde bride aval de la figure 6a ;
[Fig.7a] la figure 7a est une vue schématique partielle en perspective du côté amont d’un ensemble d’anneau, dans lequel un premier flasque comprend des orifices de passage d’air selon une seconde configuration ;
[Fig.7b] la figure 7b est une vue schématique partielle en perspective du côté aval de l’ensemble d’anneau de la figure 7a, dans lequel une seconde bride aval comprend des orifices de passage d’air selon la seconde configuration ; [Fig.8a] la figure 8a est une vue schématique en perspective du côté amont de la seconde bride aval de la figure 7b ; [Fig.8b] la figure 8b est une vue schématique en perspective du côté aval de la seconde bride aval des figures 7b et 8a ;
[Fig.9a] la figure 9a est une vue schématique en perspective du côté amont du premier flasque de la figure 7a ;
[Fig.9b] la figure 9b est une vue schématique en perspective du côté aval du premier flasque des figure 7a et 9a.
Description détaillée de l'invention
D'une manière générale, dans la présente demande, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal. Cet axe longitudinal peut être confondu avec un axe de rotation d’un moteur d’une turbomachine. Le terme « radial » qualifie une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. Par convention, dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation d’un flux de gaz dans la turbomachine.
Une turbomachine comprend classiquement, d’amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Plus particulièrement, la figure 1 illustre une partie d’une turbomachine 10 s’étendant suivant un axe longitudinal X, et comportant, d’amont en aval, une chambre de combustion 1a, une turbine haute pression (HP) 1b et une turbine basse pression (BP) 1c. Chaque étage d’une des turbines 1 b, 1c comprend une rangée annulaire d’aubes directrices ou fixes de redressement 20, 20’ et une roue à aubes 3 disposées en alternance de manière connue. La rangée annulaire d’aubes fixes 20 de la turbine HP 1 b forme un distributeur 2. La roue 3 (ou rotor) est montée rotative en aval du distributeur 2 dans un ensemble 1 cylindrique ou tronconique selon une configuration de l’art antérieur.
L’ensemble 1 comprend une pluralité de secteurs d’anneau 40 disposés circonférentiellement bout à bout et formant un anneau de turbine 4 enveloppant la roue 3. L’anneau de turbine 4 est suspendu à un carter de turbine 6 par l’intermédiaire d’un support annulaire 5. Ce support annulaire 5 de l’ensemble 1 comprend à sa périphérie interne une première et seconde brides radiales annulaires 52, 53, respectivement amont et aval, qui sont reliées l’une à l’autre par une portion cylindrique 51 .
Le support annulaire 5 comprend également une portion 54 tronconique (figure 1 ) ou annulaire (figure 2) s’étendant vers l’amont et vers l’extérieur par rapport à l’axe X. Cette portion 54 est, d’une part, reliée à son extrémité radialement interne à la portion cylindrique 51 , et d’autre part, reliée à son extrémité radialement externe à une bride annulaire radialement externe 55 de fixation sur une bride annulaire 65 correspondante du carter de turbine 6. La portion 54 du support annulaire 5 définit avec une paroi tronconique 58 de la chambre 1a une enceinte annulaire 50. L’enceinte 50 est alimentée en air de ventilation et de refroidissement par des perçages 58a formés dans la paroi tronconique 58. Des perçages 52a sont formés dans la première bride 52 du support annulaire 5 pour établir une communication fluidique entre l'enceinte 50 et une cavité de circulation d’air de refroidissement 30 de chaque secteur d'anneau 40. Cette cavité 30 est délimitée extérieurement par la paroi 51 du support annulaire. La flèche F indique le sens d’écoulement d’un flux d’air de refroidissement provenant notamment du compresseur (non-illustré) de la turbomachine 10 qui alimente la chambre de combustion 1a en air.
Les secteurs d’anneau 4 comprennent à leurs extrémités amont et aval des première et seconde pattes d’accrochage 42, 43 sur, respectivement, les première et seconde brides 52, 53 du support annulaire 5. L’ensemble de turbine 1 est décrit plus en détails en référence à la figure 2 qui le représente en demi vue en section radiale selon une autre configuration de l’art antérieur. L’ensemble de turbine 1 de la figure 2 peut être assemblé dans la turbomachine 10 de la figure 1 .
L’ensemble d’anneau 1 s’étend donc autour d’un axe longitudinal A. Cet axe A est sensiblement parallèle à l’axe X de la turbomachine 10. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 4 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 4. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 2 est une vue partielle de l'anneau de turbine 4 qui est en réalité un anneau complet. La flèche G indique le sens d’écoulement d’un flux gazeux dans la turbine 1 b.
Chaque secteur d'anneau 40 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section sensiblement en forme de la lettre grecque « Pi » (TT) inversée. La section comprend en effet une base annulaire 41 et des première et seconde pattes radiales d'accrochage 42, 43. La section du secteur d'anneau peut présenter une autre forme que « p », comme par exemple une forme en « K » ou en « O ». La base annulaire 41 comporte, suivant la direction DR de l'anneau 4, une face interne 41a et une face externe 41 b opposées l'une à l'autre. La face interne 41a de la base annulaire 41 peut être revêtue d'une couche de matériau abradable 44 pour définir une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine.
Les première et seconde pattes d’accrochage 42, 43 s’étendent radialement vers l’extérieur depuis, respectivement, des extrémités amont 421a et aval 421 b de chaque secteur d’anneau. Sur l’exemple de la figure 2, les première et seconde pattes 42, 43 s'étendent en saillie vers l’extérieur (suivant la direction DR) à partir de la face externe 41 b et des extrémités amont et aval 421a, 421 b de la base annulaire 41 de chaque secteur d’anneau 40. Les première et seconde pattes 42, 43 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 40, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 40, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 40.
Tel que décrit précédemment, le support annulaire 5 solidaire du carter de turbine 6 comprend :
- une portion cylindrique 51 centrale, s'étendant dans la direction DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe A de l'anneau de turbine 4 lorsqu'ils sont fixés ensemble,
- une première bride annulaire 52 et une seconde bride annulaire 53, respectivement en amont et en aval, les première et seconde brides 52, 53 s’étendent radialement vers l’intérieur (par rapport à la direction DR) à partir d’une face interne 51 a de la portion 51 .
La première bride 52 comprend une première extrémité 524 libre et une seconde extrémité 525 opposée qui est reliée à la face interne 51a de la portion 51 .
La seconde bride 53 comprend une première portion 531 , une seconde portion 532, et une troisième portion 533 comprise entre les première et seconde portions 531 , 532. La première et troisième portions 531 , 533 peuvent former une périphérie interne (par rapport à la direction DR) de la seconde bride 53, et la seconde portion 532 peut former une périphérie externe (par rapport à la direction DR) de la seconde bride 53. La première portion 534 comporte une première extrémité 534 libre et la seconde portion 532 comporte une seconde extrémité 535 reliée à la face interne 51a de la portion 51. La première portion 531 s'étend entre la première extrémité 534 et la troisième portion 533, et la seconde portion 532 s'étend entre la troisième portion 533 et la seconde extrémité 535. La première et la troisième portions 531 , 533 sont séparées par un épaulement 537. Sur l’exemple de la figure 2, la périphérie interne de la première portion 531 (en particulier une face annulaire radiale 536 de la première portion 531 ) est au contact de la seconde patte d'accrochage 43 de l’anneau de turbine 4. La première portion 531 et la troisième portion 533 présentent une épaisseur accrue par rapport à celle de la seconde portion 532 pour offrir une rigidité accrue à la seconde bride 53 par rapport à la partie amont comportant notamment la première bride 52, de manière à diminuer les fuites axiales de l'anneau dans le cas d'un appui rectiligne.
En référence à la figure 2, en plus d’un premier flasque 56 annulaire, l’ensemble 1 comprend également un second flasque 57 annulaire. Les deux flasques 56, 57 sont fixés de manière amovible sur la première bride 52 du support annulaire 5. Les premier et second flasque 56, 57 sont disposés en amont de l'anneau de turbine 1 par rapport au sens G d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Le premier flasque 56 est disposé en aval du second flasque 57. Le premier flasque 56 est en une seule pièce alors que le second flasque 57 peut être sectorisé en une pluralité de secteurs annulaires de second flasque 57 ou être en une seule pièce.
Le premier flasque 56 présente une première extrémité 564 libre et une seconde extrémité 565 fixée de manière amovible au support annulaire 5, et plus particulièrement à la première bride 52. En outre, le premier flasque 52 présente une première portion formant une périphérie interne 561 (par rapport à la direction DR) et une seconde portion formant une périphérie externe 562 (par rapport à la direction DR). La périphérie interne 561 s'étend entre la première extrémité 564 et la périphérie externe 562, et la périphérie externe 562 s'étend entre la périphérie interne 561 et la seconde extrémité 565. Lorsque l'ensemble d'anneau 1 est monté, la périphérie interne 561 du premier flasque 56 (et en particulier une face annulaire radiale 566 du premier flasque 56) se trouve en appui contre la première patte d'accrochage 42 de chacun des secteurs d'anneau 40, et la périphérie externe 562 se trouve en appui contre au moins une partie de la première bride 52.
Le second flasque 57 présente une première extrémité 574 libre et une seconde extrémité 575 opposée à la première extrémité 574 et au contact de la portion cylindrique 51 . La seconde extrémité 575 du second flasque 57 est également fixée de manière amovible au support annulaire 5, et plus particulièrement à la première bride 52. Le second flasque 57 comprend en outre une première portion formant une périphérie interne 571 et une seconde portion formant une périphérie externe 572. La périphérie interne 571 s'étend entre la première extrémité 574 et la périphérie externe 572, et la périphérie externe 572 s'étend entre la périphérie interne 571 et la seconde extrémité 575.
Les premier et second flasques 56, 57 sont conformés pour avoir les périphéries internes 561 , 571 distantes l'une de l'autre et les périphéries externe 562, 572 en contact, les deux flasques 56 ; 57 étant fixés de manière amovible sur la première bride 52 à l'aide de vis 82 et d'écrous 83 de fixation, les vis 82 traversant des orifices 570, 560 et 520 prévus respectivement dans les périphéries externes 572 et 562 des deux flasques 56, 57 ainsi que dans la première bride 52.
Pour maintenir en position les secteurs d'anneau 40, et donc l'anneau de turbine 4, avec le support annulaire 5, l'ensemble d'anneau 1 comprend, pour chaque secteur d'anneau 40, deux premiers pions 84 axiaux (par rapport à la direction DA) coopérant avec la première patte d'accrochage 42 et le premier flasque 56, et deux seconds pions 86 axiaux (par rapport à la direction DA) coopérant avec la seconde patte d'accrochage 57 et la seconde bride 53. Pour chaque secteur d'anneau 40 correspondant, la périphérie interne 561 du premier flasque 56 comprend des orifices de réception des deux premiers pions 84, et la troisième portion 533 de la seconde bride 53 comprend des orifices configurés pour recevoir les deux seconds pions 86. Pour chaque secteur d'anneau 40, chacune des première et seconde pattes d'accrochage 42, 43 comprend des orifices configurés pour recevoir les premiers pions 84 et les seconds pions 56.
Le support annulaire 5 comprend en outre des pions radiaux 88 (par rapport à la direction DR) qui permettent de plaquer l'anneau 4 en position radiale basse c'est-à-dire vers la veine, de manière déterministe. Il y a en effet un jeu entre les pions axiaux 84, 86 et les alésages sur l'anneau pour compenser la dilatation différentielle entre le métal et les éléments en CMC qui s'opère à chaud. Les pions radiaux 88 coopèrent avec des orifices réalisés selon la direction DR dans la portion cylindrique 51 du support annulaire 5.
Tel que décrit précédemment en référence à la figure 1 , de l’air provenant du compresseur de la turbomachine est prélevé en amont de la chambre de combustion 1a et pénètre (via des parçages 58a, 52a) dans la cavité de circulation d’air de refroidissement 30 de chaque secteur d’anneau 40. Cette cavité 30 alimente donc tous les secteurs d’anneau 40 en flux d’air F et les refroidit.
Chaque secteur d’anneau 40 de l’anneau de turbine 4 est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC), alors que les première et seconde brides 52, 53 du support annulaire 5, le premier et le second flasques 56 sont réalisés en matériau métallique. Cet agencement de l’ensemble d’anneau de turbine 1 de la figure 2, présente plusieurs inconvénients mentionnées ci- dessus dans l’arrière-plan technique, notamment un risque de générer des contraintes mécaniques et une fragilisation du premier flasque 56 métallique et/ou de la seconde bride 53 métallique qui sont exposés au flux chaud de la turbine.
L’ensemble d’anneau de turbine 1 de la présente invention peut être également apte à être installé dans la turbomachine 10 illustrée sur la figure 1. Les figures 3 à 9b représentent plusieurs modes de réalisation de l’ensemble 1 selon l’invention.
L’ensemble de turbine 1 selon l’invention comprend les secteurs d’anneau 40 en matériau CMC, le support annulaire 5 métallique et les premier et second flasques 56, 57 métalliques tels que décrits ci-dessus en référence à la figure 2. L’ensemble de turbine 1 selon l’invention se distingue de l’ensemble de turbine 1 selon l’art antérieur (figure 2) par la présence d’orifices de passage d’air 9a, 9b qui sont formés dans le premier flasque 56 et/ou dans la seconde bride 53 du support annulaire 5. Ces orifices 9a, 9b permettent d’assurer le passage d’air du flux d’air F de la cavité de refroidissement 30 de chaque secteurs d’anneau 40 jusqu’en dehors de l’ensemble d’anneau de turbine 1 (figure 3). Cet agencement de l’ensemble 1 selon l’invention permet donc de refroidir le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 52 avec un minimum de débit de flux d’air (en provenance de la cavité 30) ; et/ou d’empêcher une réintroduction des gaz de veine vers les première et seconde pattes d’accrochage 42, 43.
Plus spécifiquement, les figures 3 à 6b illustrent un premier mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention.
Sur la figure 3, des orifices de passage d’air 9a sont formés dans le premier flasque 56 et des orifices de passage d’air 9b sont formés dans la seconde bride 53. En première variante (non illustrée), les orifices 9a peuvent être formés uniquement dans le premier flasque 56. Dans une seconde variante (non illustrée), les orifices 9b peuvent être formés uniquement dans la seconde bride 53.
En particulier, les orifices 9a sont formés dans la périphérie interne 561 du premier flasque 56. Les orifices 9a peuvent être orientés suivant une direction circonférentielle de l’ensemble d’anneau (par rapport à l’axe A). Sur l’exemple de la figure 3, ces orifices 9a sont orientés, de l’amont vers l’aval, radialement vers l’extérieur (par rapport à l’axe A ou la direction DA). Les orifices 9a débouchent notamment en aval et radialement à l’extérieur de la face annulaire radiale d’appui 566 à la première patte d’accrochage 42. Ceci permet de diriger le flux d’air F de la cavité 30 vers le distributeur 2 en amont du secteur d’anneau 40.
Les orifices 9b de la seconde bride 53 sont formés de préférence dans la troisième portion 533 de la seconde bride 53. Les orifices 9b peuvent être orientés suivant une direction circonférentielle de l’ensemble d’anneau (par rapport à l’axe A). Sur l’exemple de la figure 3, ces orifices 9b sont orientés, de l’amont vers l’aval, radialement vers l’intérieur (par rapport à l’axe A ou la direction DR). Les orifices 9b débouchent notamment en aval et radialement à l’extérieur de la face annulaire radiale d’appui 536 à la seconde patte d’accrochage 43. Ceci permet également de diriger le flux d’air F de la cavité 30 vers le distributeur 2’ en aval du secteur d’anneau 40. Sur l’exemple, les orifices 9b débouchent en amont et dans l’épaulement 537 de la seconde bride 53. En variante (non-illustrée), les orifices 9b peuvent déboucher en amont et dans une face annulaire radiale 538 de la troisième portion 533, cette face 538 n’étant pas en appui sur la seconde patte d’accrochage 43 de l’anneau de turbine 4.
Selon ce premier mode de réalisation, les orifices 9a formés dans le premier flasque 56 sont espacés régulièrement autour de l’axe A, tels qu’illustrés sur les figures 5a et 5b. Les orifices 9b formés dans la seconde bride 53 sont également espacés régulièrement autour de l’axe A, tels qu’illustrés sur les figures 4, 6a et 6b.
Les orifices 9a, 9b peuvent être circulaires et/ou oblongs.
Les orifices 9a, 9b peuvent être au nombre de trois à dix pour chaque secteur d’anneau 40. Sur les exemples des figures 5a à 6b, les orifices 9a, 9b sont au nombre de cinq par secteur d’anneau 40.
Les figures 7a à 9b illustrent un second mode de réalisation de l’ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention.
L’ensemble d’anneau de turbine 1 du second mode de réalisation se distingue de l’ensemble d’anneau de turbine 1 du premier mode de réalisation par l’agencement des orifices de passage d’air dans le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 53 du support annulaire 5.
Selon le second mode de réalisation, les orifices de passage d’air 9a, 9b sont rassemblés par séries d’orifices par secteur d’anneau 40. Chaque série d’orifices 9a peut être formée sur le premier flasque 56, telle qu’illustrée sur les figures 7a, 9a et 9b ; et/ou chaque série d’orifices 9b peut être formée sur la seconde bride 53, telle qu’illustrée sur les figures 7b, 8a et 8b. En particulier, le pas circonférentiel autour de l’axe A entre les orifices 9a, 9b d’une même série d’orifices 9a, 9b est inférieur au pas circonférentiel autour de l’axe A entre deux séries d’orifices 9a, 9b consécutives. On entend par pas circonférentiel, la distance mesurée circonférentiellement par rapport à l’axe A entre deux orifices consécutifs ou deux séries d’orifices consécutives ayant des profils semblables.
Sur l’exemple de la figure 7a et 7b, chaque série d’orifices 9aest située sur le premier flasque 56, en particulier sur une première zone prédéterminée Za du premier flasque 56.
La figure 7b illustre une série d’orifices 9b située sur la seconde bride 53, en particulier sur une seconde zone prédéterminée Zb de la seconde bride 53. La position de chaque série d’orifices 9a, 9b des zones prédéterminées Za, Zb peut être constante ou variable en fonction du dimensionnement de l’anneau de turbine 4 et du support annulaire 5. De préférence, chaque série d’orifices 9a, 9b sont situées dans des zones Za, Zb où la pression statique est la plus élevé dans la veine d’écoulement du flux gazeux G.
Chaque série d’orifices 9a, 9b peut comprendre entre trois et dix orifices. Sur les exemples des figures, chaque série d’orifices 9a, 9b comprend cinq orifices 9b.
La présente invention concerne aussi une turbine, en particulier une turbine HP 1 b, comportant au moins un distributeur 2, 2’ formé d’une rangée annulaire d’aubes 20, 20’ fixes et une roue 3. La roue 3 est montée rotative en aval du distributeur 2 et à l’intérieur de l’anneau de turbine 4 de l’ensemble d’anneau 1 selon l’invention.
Lorsque la turbomachine 10 comprend qu’une seule rangée annulaire d’aubes fixes (figure 1 ), les aubes 20 en amont du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur HP 2 et les aubes 20’ en aval du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur BP 2’. En variante, les aubes 20’ en aval du secteur d’anneau 40 sont formées sur le distributeur BP 2’ et/ou sur le distributeur HP 2 lorsque la turbomachine 10 comprend plusieurs distributeurs HP. A titre d’exemple (non illustré), des premières séries d’orifices 9a formées sur le premier flasque 56 sont situées entre des bords de fuites 22 de deux aubes 20 consécutives en amont du secteur d’anneau 40 et correspondant à la première zone Za. Des secondes séries d’orifices 9b formées sur la seconde bride 53 sont situées entre des bords d’attaque 21 de deux aubes 20’ consécutives en aval du secteur d’anneau 40 et correspondant à la seconde zone Zb. Cet ensemble d’anneau 1 permet d’obtenir un positionnement tangentiel spécifique des orifices 9a, 9b par rapport au positionnement des aubes 20, 20’ en amont et en aval des secteurs d’anneau 40. Cet agencement permet de limiter la réintroduction des gaz de veine vers l’ensemble d’anneau 1 (et en particulier vers le premier flasque 56 métallique, la seconde bride 53 métallique du support annulaire 5 et également les première et seconde pattes d’accrochage 42, 43). En effet, le flux de gaz G passant entre les bords de fuite ou entre les bords d’attaque de deux aubes consécutives est moins perturbé (sans ou avec peu de tourbillon) et comprend par conséquent une pression statique la plus forte ; que le flux de gaz G passant entre le bord d’attaque et le bord de fuite d’une même aube. Placer les orifices 9a, 9b dans le passage du flux de gaz non perturbé permet donc d’évacuer rapidement et sans obstacle le flux d’air F de l’ensemble 1 , tout en refroidissant le premier flasque 56 et/ou la seconde bride 53.
La présente invention concerne en outre une turbomachine 10, en particulier d’un aéronef, comportant au moins un ensemble d’anneau de turbine 1 selon l’invention. La turbomachine peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d’anneau de turbine (1 ) pour une turbomachine (10) d’aéronef, l’ensemble d’anneau (1 ) s’étendant autour d’un axe (A) et comprenant :
- des secteurs d’anneau (40) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4), chaque secteur d'anneau (40) comportant des première et seconde pattes d’accrochage (42, 43) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis, respectivement, des extrémités amont et aval (421a, 421 b) des secteurs d’anneau (40), ces première et seconde pattes (42, 43) définissant entre elles une cavité (30) de circulation d’un flux d’air (F) de refroidissement,
- un support métallique annulaire (5) d’anneau de turbine (4) comprenant des première et seconde brides annulaires (52, 53), respectivement amont et aval, s’étendant radialement vers l’intérieur et configurées pour maintenir les première et seconde pattes d’accrochage (42, 43) de chaque secteur d’anneau (40), ladite seconde bride (53) étant en appui axial vers l’amont contre la seconde patte d’accrochage (43), par rapport au sens d’un flux de gaz (G) destiné à traverser l’ensemble d’anneau (1) le long dudit axe (A), et
- un premier flasque métallique annulaire (56) disposé en amont de l’anneau de turbine (4) et de la première bride (52), ledit premier flasque (56) comprenant une périphérie interne (561 ) en appui axial vers l’aval contre la première patte d’accrochage (42) et une périphérie externe (562) fixée à la première bride (52), caractérisé en ce que l’ensemble d’anneau (1) comprend en outre des orifices de passage d’air (9a, 9b) formés dans la périphérie interne du premier flasque (56) et/ou dans la seconde bride (53), ces orifices de passage d’air (9a, 9b) étant configurés pour assurer une sortie d’air depuis ladite cavité (30).
2. Ensemble d’anneau selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les orifices (9a) du premier flasque (56) sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’extérieur, et/ou les orifices (9b) de la seconde bride (53) sont orientés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur ; lesdits orifices (9a, 9b) étant en outre préférentiellement orientés suivant une direction circonférentielle.
3. Ensemble d’anneau selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la périphérie interne (561 ) du premier flasque (56) comprend une face annulaire radiale d’appui (566) sur la première patte d’accrochage (42), et en ce que les orifices (9a) formés sur ce flasque (56) débouchent en aval radialement à l’extérieur de cette face (566).
4. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la seconde bride (53) comprend une périphérie interne ayant une face annulaire radiale d’appui (536) sur la seconde patte d’accrochage (43), et en ce que les orifices (9b) formés sur cette seconde bride (53) débouchent en amont radialement à l’extérieur de cette face (536).
5. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les orifices de passage d’air (9a, 9b) sont espacés régulièrement autour dudit axe (A).
6. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les orifices de passage d’air (9a, 9b) sont rassemblés par séries d’orifices, le pas circonférentiel autour dudit axe (A) entre les orifices d’une même série d’orifices étant inférieur au pas circonférentiel autour dudit axe (A) entre deux séries d’orifices consécutives.
7. Ensemble d’anneau selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque série d’orifices comprend entre trois et dix orifices (9a, 9b).
8. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les orifices (9a, 9b) sont de forme circulaire et/ou oblong.
9. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les orifices de passage d’air (9a, 9b) sont formés dans le premier flasque (56) et dans la seconde bride (53).
10. Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la seconde bride (53) comprend une première portion (531), une seconde portion (532) et une troisième portion (533) comprise entre les première et seconde portions (531, 532), les première et troisième portions (531 , 533) étant séparées par un épaulement (537), dans lequel les orifices (9b) formés sur la seconde bride (53) débouchent en amont et dans l’épaulement (537).
11. Turbine (1b) pour une turbomachine (10) d’aéronef, comportant au moins un distributeur (2, 2’) formé d’une rangée annulaire d’aubes (20, 20’) fixes de redressement et une roue (3) à aubes montée rotative en aval du distributeur (2, 2’) et à l’intérieur de l’anneau de turbine (4) d’un ensemble d’anneau (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10.
12. Turbine selon la revendication 11, en dépendance de l’une des revendications 6 à 10, caractérisée en ce que chaque séries d’orifices (9a) formée sur le premier flasque (56) est située entre deux bords de fuite (22) de deux aubes (20) fixes consécutives en amont de l’anneau de turbine (4), et/ou chaque séries d’orifices (9b) formée sur la seconde bride (53) du support annulaire (5) est située entre deux bords d’attaque (2T) de deux aubes (20’) fixes consécutives en aval de l’anneau de turbine (4).
13. Turbomachine (10) comprenant un ensemble (1) d’anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, ou une turbine (1b) selon la revendication 11 ou 12.
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