EP1265034B1 - Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par pattes brasées - Google Patents

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EP1265034B1
EP1265034B1 EP02291363A EP02291363A EP1265034B1 EP 1265034 B1 EP1265034 B1 EP 1265034B1 EP 02291363 A EP02291363 A EP 02291363A EP 02291363 A EP02291363 A EP 02291363A EP 1265034 B1 EP1265034 B1 EP 1265034B1
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EP
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metal
combustion chamber
ring
turbomachine according
composite
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EP02291363A
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EP1265034A1 (fr
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Gwénaelle Calvez
Didier Hernandez
Alexandre Forestier
Eric Conete
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/60—Assembly methods
    • F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
    • F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation

Definitions

  • the present invention relates to the specific field of turbomachines and is more particularly concerned with the problem of mounting a combustion chamber made of CMC (ceramic matrix composite) type composite material in the metal chamber housings of a turbine engine.
  • CMC ceramic matrix composite
  • Such a turbomachine is known from GB 1,570,875 .
  • the high pressure turbine including its inlet nozzle (HPT nozzle), the combustion chamber and the envelopes (or housings) internal and external of this chamber are made of the same material, usually metallic.
  • HPT nozzle inlet nozzle
  • the combustion chamber and the envelopes (or housings) internal and external of this chamber are made of the same material, usually metallic.
  • metallic metallic
  • the use of a metal chamber is from a thermal point of view totally inadequate and it must be resorted to a chamber based on CMC type high temperature composite materials.
  • the difficulties of implementation and the cost of these materials mean that their use is most often limited to the combustion chamber itself, the inlet valve of the high pressure turbine and the inner and outer shells of the chamber remaining then more typically made of metal materials.
  • metal materials and composite materials have very different coefficients of thermal expansion. This results in particularly acute problems of connection with the inner and outer casings of the combustion chamber and interface at the distributor, at the inlet of the high pressure turbine.
  • the present invention overcomes these disadvantages by proposing a mounting of the combustion chamber in the casings having the capacity to absorb the displacements induced by the differences in the expansion coefficients of these parts.
  • An object of the invention is also to provide an assembly that best takes advantage of the existing characteristics of the combustion chamber.
  • a turbomachine comprising, in inner and outer annular envelopes made of metallic material and in a direction F of gas flow, a fuel injection assembly, an annular combustion chamber made of composite material having a longitudinal axis, and an annular distributor of metallic material forming the fixed blade inlet stage of a high pressure turbine, said combustion chamber of composite material being held in position between said inner and outer metal annular envelopes by a plurality of flexible tongues, first ends of said tongues being interconnected by a metal ring fixed integrally to one of said inner and outer metal annular envelopes by first fixing means, characterized in that second ends of said tongues are fixed by second means of fastening to a crown in co material mposite fixed integrally to said combustion chamber of composite material, the flexibility of said fastening tabs allowing high temperatures radial free expansion of said composite material combustion chamber relative to said metal annular envelopes.
  • the first and second fastening means are preferably constituted by a plurality of bolts.
  • each of said annular metal envelopes is formed in two parts
  • said crown metal interconnecting said first ends of said metal fastening tabs is mounted between connecting flanges of these two parts.
  • said metal ring may be fixed directly to said annular envelope by fixing means.
  • said first ends of the fixing tongues may either be soldered to said metal ring or form a single piece with this metal ring.
  • said composite ring is brazed on a downstream end of the combustion chamber.
  • this composite crown is sewn on this downstream end.
  • this composite ring is located on this downstream end.
  • Said composite ring comprises a specific part forming a support plane for a seal (advantageously of the type "circular seal") ensuring the tightness of the gas stream between said combustion chamber and said distributor.
  • said determined portion is an end portion of said composite ring.
  • the distributor is fixed on a downstream portion 14b of the inner annular envelope of the turbomachine by first removable fastening means preferably constituted by a plurality of bolts 50 while resting on support means 49 integral with the outer annular envelope of the turbomachine.
  • Through-holes 54, 56 formed in the outer metal 46 and inner 48 metal platforms of the distributor 42 are furthermore provided for cooling the vanes 44 of the distributor at the inlet of the rotor of the high-pressure turbine from the oxidant compressed available at the outlet of the diffusion duct 18 and flowing in two flows F1, F2 on either side of the combustion chamber 24.
  • the combustion chamber 24 which has a coefficient of thermal expansion very different from the other metal parts forming the turbomachine, is fixedly held in position between the inner and outer annular envelopes by a plurality of flexible tongues 58, 60 regularly distributed around the combustion chamber.
  • These fixing tabs are mounted for a first part of them (see the tab referenced 58) between the outer annular casing 12a, 12b and the outer axial wall 26 of the combustion chamber and for a second part (like the tongue 60) between the inner annular envelope 14a, 14b and the inner axial wall 28 of the combustion chamber.
  • Each flexible fastening tab made of metallic material which can have a substantially triangular shape as illustrated by FIG. Figure 1A , or consist of a single blade (of constant width or not), is welded or soldered by a first end 62; 64 to a metal ring 66a, 66b secured integrally by first fixing means 52; 68 to one or the other (depending on its location) outer metal annular envelopes 12 or internal 14 and intended to facilitate both the maintenance of these tabs and the sealing with respect to the annular space 16.
  • these tabs and the metal ring together form a single piece of metal in one piece.
  • this tongue is fixed integrally by second fixing means 74, 76 to a ceramic composite ring 78a; 78b soldered on a downstream end 88; 90 of the outer axial walls 26 and inner 28 of the combustion chamber made of ceramic composite material.
  • This solder can be replaced or reinforced by a sewing.
  • the connection between the chamber walls and the crowns can also be performed entirely by implantation (connection of known type under the anglicism "pin'sée").
  • the number of tongues may, for example, be in number equal to that of the injection nozzles or equal to a multiple of this number.
  • the figure 1 illustrates a first embodiment of the invention in which the second ends of the tabs 70, 72 are respectively fixed on the outer ceramic cylindrical 78a and inner 78b crowns by a simple bolting (but crimping as shown in the partial view of the Figure 1B would also be possible).
  • the metal ring 66a, 66b interconnecting the first ends 62, 64 of the tabs is in turn preferably taken between existing connecting flanges between the upstream and downstream parts of the inner annular casing 14 and external 12 and fixedly held by the first fixing means 52, 68 which preferably are also bolt type.
  • the metal ring 66a interconnecting by welding (or brazing) the first ends 62 of the fastening tabs 58 of the outer axial wall of the combustion chamber 26 is no longer mounted between flanges but itself welded (or brazed) to level of a polarizer 106 secured to the outer annular casing 12.
  • the metal ring 66b interconnecting by welding (or brazing) the first ends 64 of the fixing tongues 60 of the internal axial wall of the combustion chamber 28 is no longer mounted between flanges but simply fixed directly to the annular envelope internal 14 by fastening means 108, for example bolt type.
  • the tightness of the gas stream between the combustion chamber 24 and the distributor 42 is provided by a "flap" circular seal 80, 82 mounted in a groove 84, 86 of each of the outer 46 and inner 48 platforms. distributor and which bears directly on a portion of the ceramic composite ring 78a; 78b forming a support plane for this seal sealing. This part may be an end portion of the crown.
  • the seal is held in abutment against this end portion of the composite ring or any other portion by means of a resilient member, circular leaf spring type 92, 94, fixed on the distributor.
  • an omega-type circular seal 96 mounted in a circular groove 98 of a flange of the inner annular casing 14 in direct contact with the inner circular platform 48 of the distributor and secondly by another "flap" circular seal 100 mounted in a circular groove 102 of the outer circular platform of the distributor 46 and one end is in direct contact with a circular spoiler 104 of the downstream portion 12b of the outer annular envelope.
  • the flexibility of the fastening tabs can withstand the thermal expansion gap occurring at high temperatures between the composite material combustion chamber and the metal annular envelopes while ensuring the maintenance and positioning of the chamber.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

    Domaine de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par le montage d'une chambre de combustion en matériau composite de type CMC (composite à matrice céramique) dans les carters métalliques de chambre d'une turbomachine. Une telle turbomachine est connue à partir de GB 1 570 875 .
    • Art antérieur
  • Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de combustion ainsi que les enveloppes (ou carters) interne et externe de cette chambre sont réalisées dans un même matériau, généralement métallique. Cependant, dans certaines conditions particulières d'utilisation mettant en oeuvre des températures de combustion notablement élevées, l'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thermique totalement inadaptée et il doit être recouru à une chambre à base de matériaux composites haute température de type CMC. Toutefois, les difficultés de mise en oeuvre et le coût de ces matériaux font que leur utilisation est le plus souvent limitée à la chambre de combustion elle même, le distributeur d'entrée de la turbine haute pression et les enveloppes interne et externe de la chambre restant alors réalisées plus classiquement en des matériaux métalliques. Or, les matériaux métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation thermique très différents. Il en résulte des problèmes particulièrement aigus de liaison avec les enveloppes interne et externe de la chambre de combustion et d'interface au niveau du distributeur, en entrée de la turbine haute pression.
    • Objet et définition de l'invention
  • La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans les carters ayant la capacité d'absorber les déplacements induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces. Un but de l'invention est aussi de proposer un montage qui profite au mieux des caractéristiques existantes de la chambre de combustion.
  • Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et externe en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion annulaire en matériau composite ayant un axe longitudinal, et un distributeur annulaire en matériau métallique formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, ladite chambre de combustion en matériau composite étant maintenue en position entre lesdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe par une pluralité de languettes souples, des premières extrémités desdites languettes étant reliées entre elles par une couronne métallique fixée solidairement à une desdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe par des premiers moyens de fixation, caractérisée en ce que des secondes extrémités desdites languettes sont fixées par des seconds moyens de fixation à une couronne en matériau composite fixée solidairement à ladite chambre de combustion en matériau composite, la souplesse desdites languettes de fixation permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport auxdites enveloppes annulaires métalliques.
  • Avec cette structure particulière de liaison fixe, les différentes usures dues aux corrosions de contact des systèmes de l'art antérieur peuvent être évitées. L'utilisation d'une couronne en matériau composite pour réaliser l'étanchéité de la veine permet de plus de garder intacte la structure initiale de la chambre. En outre, la présence des languettes métalliques souples en lieu et place des brides traditionnelles permet un gain en masse particulièrement appréciable. Ces languettes, de part leur souplesse, permettent de supporter facilement l'écart de dilatation apparaissant aux températures élevées entre pièces métalliques et composites (en reprenant les déplacements dus à la dilatation) tout en assurant un parfait maintien et un bon centrage de la chambre de combustion dans l'enveloppe annulaire.
  • Les premiers et seconds moyens de fixation sont constitués de préférence par une pluralité de boulons.
  • Selon un mode de réalisation avantageux dans lequel chacune desdites enveloppes annulaires métalliques est formée en deux parties, ladite couronne métallique reliant entre elles lesdites premières extrémités desdites languettes de fixation métalliques est montée entre des brides de liaison de ces deux parties. Dans un mode de réalisation alternatif, ladite couronne métallique peut être fixée directement à ladite enveloppe annulaire par des moyens de fixation.
  • Selon le mode de réalisation envisagé, lesdites premières extrémités des languettes de fixation peuvent soit être fixées par brasage à ladite couronne métallique soit former une pièce unique avec cette couronne métallique.
  • Selon un mode de réalisation préférentiel ladite couronne composite est brasée sur une extrémité aval de la chambre de combustion. Dans un mode de réalisation alternatif, cette couronne composite est cousue sur cette extrémité aval. Dans un autre mode de réalisation, cette couronne composite est implantée sur cette extrémité aval.
  • Ladite couronne composite comporte une partie déterminée formant un plan d'appui pour un joint d'étanchéité (avantageusement du type joint circulaire « à lamelles ») assurant l'étanchéité de la veine de gaz entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur. De préférence, ladite partie déterminée est une partie d'extrémité de ladite couronne composite.
    • Brève description des dessins
  • Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une zone centrale d'une turbomachine dans un premier mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 2 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1 dans une configuration de liaison alternative, et
    • la figure 3 est une vue agrandie d'une autre partie de la figure 1 dans une configuration de liaison alternative.
    Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
  • La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomachine dans la suite de la description) comprenant :
    • . une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) en deux parties 12a, 12b en matériau métallique, d'axe longitudinal 10,
    • . une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale en deux parties 14a, 14b également en matériau métallique,
    • . un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12a, 12b et 14a, 14b recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 définissant un flux général F d'écoulement des gaz,
      cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement des gaz, tout d'abord un ensemble d'injection formé d'une pluralité de systèmes d'injection 20 régulièrement répartis autour du conduit 18 et comportant chacun une buse d'injection de carburant 22 fixée sur une partie amont 12a de l'enveloppe annulaire externe (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion 24 en matériau composite haute température, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale interne 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette chambre de combustion et qui comporte des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple par des boulons métalliques ou réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36, 38 des parois axiales 26, 28, ce fond de chambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour permettre l'injection du carburant et d'une partie du comburant dans la chambre de combustion 24, et enfin un distributeur annulaire 42 en matériau métallique formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate-forme circulaire externe 46 et une plate-forme circulaire interne 48.
  • Le distributeur est fixé sur une partie aval 14b de l'enveloppe annulaire interne de la turbomachine par des premiers moyens de fixation amovibles constitués de préférence par une pluralité de boulons 50 tout en reposant sur des moyens support 49 solidaire de l'enveloppe annulaire externe de la turbomachine.
  • Des orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes métalliques externe 46 et interne 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un refroidissement des aubes fixes 44 de ce distributeur en entrée du rotor de la turbine haute pression à partir du comburant comprimé disponible en sortie du conduit de diffusion 18 et s'écoulant en deux flux F1, F2 de part et d'autre de la chambre de combustion 24.
  • Selon l'invention, la chambre de combustion 24, qui a un coefficient de dilatation thermique très différent des autres pièces métalliques formant la turbomachine, est maintenue fixement en position entre les enveloppes annulaires interne et externe par une pluralité de languettes souples 58, 60 régulièrement réparties autour de la chambre de combustion. Ces languettes de fixation sont montées pour une première partie d'entre elles (voir la languette référencée 58) entre l'enveloppe annulaire externe 12a, 12b et la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion et pour une seconde partie (comme la languette 60) entre l'enveloppe annulaire interne 14a, 14b et la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion.
  • Chaque languette de fixation souple en matériau métallique qui peut présenter une forme sensiblement triangulaire comme l'illustre la figure 1A, ou être constituée d'une simple lame (de largeur constante ou non), est soudée ou brasée par une première extrémité 62 ; 64 à une couronne métallique 66a, 66b fixée solidairement par des premiers moyens de fixation 52 ; 68 à l'une ou l'autre (selon son emplacement) des enveloppes annulaires métalliques externe 12 ou interne 14 et destinée à faciliter à la fois le maintien de ces languettes et l'étanchéité vis à vis de l'espace annulaire 16. Dans un mode de réalisation préférentiel, ces languettes et la couronne métallique forment ensemble une pièce métallique unique d'un seul tenant. A une seconde extrémité 70 ;72, cette languette est fixée solidairement par des seconds moyens de fixation 74, 76 à une couronne composite céramique 78a ; 78b brasée sur une extrémité aval 88 ; 90 des parois axiales externe 26 et interne 28 de la chambre de combustion en matériau composite céramique. Cette brasure peut être remplacée ou bien renforcée par une couture. La liaison entre les parois de chambre et les couronnes peut aussi être réalisée entièrement par implantation (liaison de type connue sous l'anglicisme «pin'sée »). Le nombre de languettes peut, par exemple, être en nombre égal à celui des buses d'injection ou égal à un multiple de ce nombre.
  • La figure 1 illustre un premier mode de réalisation de l'invention dans lequel les secondes extrémités des languettes 70, 72 sont fixées respectivement sur les couronnes composites céramiques externe 78a et interne 78b par un simple boulonnage (mais un sertissage comme illustré sur la vue partielle de la figure 1B serait aussi envisageable). La couronne métallique 66a, 66b reliant entre elles les premières extrémités 62, 64 des languettes est quant à elle de préférence prise entre des brides de liaison existantes entre les parties amont et aval des enveloppes annulaires interne 14 et externe 12 et maintenues fixement par les premiers moyens de fixation 52, 68 qui de préférence sont aussi de type boulon. On notera la présence de rondelles en matériau composite céramique 74a; 76a pour permettre de « noyer » les têtes coniques des vis des boulons formant les seconds moyens de fixation 74 ; 76.
  • Dans une variante illustrée à la figure 2, la couronne métallique 66a reliant entre elles par soudage (ou brasage) les premières extrémités 62 des languettes de fixation 58 de la paroi axiale externe de la chambre de combustion 26 n'est plus montée entre brides mais elle même soudées (ou brasées) au niveau d'un détrompeur 106 solidaire de l'enveloppe annulaire externe 12.
  • Dans une autre variante illustrée à la figure 3, la couronne métallique 66b reliant entre elles par soudage (ou brasage) les premières extrémités 64 des languettes de fixation 60 de la paroi axiale interne de la chambre de combustion 28 n'est plus montée entre brides mais simplement fixée directement à l'enveloppe annulaire interne 14 par des moyens de fixation 108, par exemple de type boulon.
  • L'étanchéité de la veine de gaz entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42 est assurée par un joint circulaire « à lamelles » 80, 82 monté dans une rainure 84, 86 de chacune des plates-formes externe 46 et interne 48 du distributeur et qui vient s'appuyer directement sur une partie de la couronne composite céramique 78a ; 78b formant un plan d'appui pour ce joint circulaire d'étanchéité. Cette partie peut être une partie d'extrémité de la couronne. Le joint est maintenu en appui contre cette partie d'extrémité de la couronne composite ou toute autre partie au moyen d'un élément élastique, de type ressort circulaire à lames 92, 94, fixé sur le distributeur. Par cette disposition, il est assuré une parfaite étanchéité de la veine chaude entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42.
  • Quant à l'étanchéité des flux d'écoulement de gaz entre la chambre de combustion et la turbine, il est réalisé d'une part par un joint circulaire d'étanchéité de type « oméga » 96 monté dans une rainure circulaire 98 d'une bride de l'enveloppe annulaire interne 14 en contact direct avec la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur et d'autre part par un autre joint circulaire « à lamelles » 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-forme circulaire externe du distributeur 46 et dont une extrémité est en contact direct avec un béquet circulaire 104 de la partie aval 12b de l'enveloppe annulaire externe.
  • Dans toutes les configurations précitées, la souplesse des languettes de fixation permet de supporter l'écart de dilatation thermique apparaissant aux températures élevées entre la chambre de combustion en matériau composite et les enveloppes annulaires métalliques tout en assurant le maintien et le positionnement de la chambre.

Claims (12)

  1. Turbomachine comportant, dans des enveloppes annulaires interne et externe en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20, 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) ayant un axe longitudinal (10), et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes (44) d'une turbine haute pression, ladite chambre de combustion en matériau composite étant maintenue en position entre lesdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60), des premières extrémités (62, 64) desdites languettes étant reliées entre elles par une couronne métallique (66a, 66b) fixée solidairement à une desdites enveloppes annulaires métalliques interne et externe (12, 14) par des premiers moyens de fixation (52 ; 68, 108), caractérisée en ce que des secondes extrémités (70, 72) desdites languettes sont fixées par des seconds moyens de fixation (74, 76) sur une couronne en matériau composite (78a, 78b) fixée solidairement à ladite chambre de combustion en matériau composite (26, 28), la souplesse desdites languettes de fixation métalliques permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport auxdites enveloppes annulaires métalliques.
  2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers et seconds moyens de fixation sont constitués par une pluralité de boulons.
  3. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que, chacune desdites enveloppes annulaires métalliques étant formées en deux parties (12a, 12b ; 14a, 14b), ladite couronne métallique reliant entre elles lesdites premières extrémités desdites languettes de fixation métalliques est montée entre des brides de liaison de ces deux parties.
  4. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne métallique reliant entre elles lesdites premières extrémités desdites languettes de fixation métalliques est fixée directement à ladite enveloppe annulaire par des moyens de fixation (108).
  5. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites premières extrémités des languettes de fixation métalliques sont fixées par brasage ou soudage à ladite couronne métallique.
  6. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites premières extrémités des languettes de fixation métalliques forment une pièce unique avec ladite couronne métallique.
  7. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne composite est brasée sur une extrémité aval (88, 90) de la chambre de combustion.
  8. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne composite est cousue sur une extrémité aval (88, 90) de la chambre de combustion.
  9. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne composite est implantée sur une extrémité aval (88, 90) de la chambre de combustion.
  10. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite couronne composite comporte une partie déterminée formant un plan d'appui pour un joint d'étanchéité (80, 82) assurant l'étanchéité de la veine de gaz entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
  11. Turbomachine selon la revendication 10, caractérisée en ce que ladite partie déterminée est une partie d'extrémité de ladite couronne composite.
  12. Turbomachine selon la revendication 10, caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint circulaire « à lamelles » (80, 82).
EP02291363A 2001-06-06 2002-06-04 Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par pattes brasées Expired - Lifetime EP1265034B1 (fr)

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FR0107363 2001-06-06

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EP1265034A1 EP1265034A1 (fr) 2002-12-11
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US (1) US6708495B2 (fr)
EP (1) EP1265034B1 (fr)
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