EP3596313B1 - Seal shroud assembly - Google Patents

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EP3596313B1
EP3596313B1 EP18714567.7A EP18714567A EP3596313B1 EP 3596313 B1 EP3596313 B1 EP 3596313B1 EP 18714567 A EP18714567 A EP 18714567A EP 3596313 B1 EP3596313 B1 EP 3596313B1
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EP
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radial
flange
annular
turbine
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Nicolas Paul TABLEAU
Sébastien Serge Francis CONGRATEL
Clément Jean Pierre DUFFAU
Hubert Jean-Yves ILLAND
Lucien Henri Jacques QUENNEHEN
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • the field of application of the invention is in particular that of gas turbine aeronautical engines.
  • the invention is however applicable to other turbomachines, for example industrial turbines.
  • the second annular flange separated from the first annular flange at its free end makes it possible to provide the turbine ring assembly with an upstream flange dedicated to taking up the force of the high pressure distributor (DHP).
  • the second annular flange upstream of the turbine ring and free from any contact with the ring is configured to pass the maximum axial force induced by the DHP directly into the ring support structure without passing through the ring which, when it is in CMC, has a low mechanical allowability.
  • the central shroud of the ring support structure has a variable radius in the axial direction, the radius of the central shroud decreasing according to the direction of the air flow intended to pass through the turbine ring assembly, that is to say in the direction from the first radial flange towards the second radial flange.
  • the first annular flange 33 has a first portion 333 extending from the first end 331 and a second portion 334 extending between the first portion 333 and the second end 332.
  • the first portion 333 of the first annular flange 33 rests against the upstream radial attachment lug 14 of each of the ring sectors 10 composing the turbine ring 1, and the second portion 334 of the first annular flange 34 is finds support against at least part of the first annular radial flange 32.
  • the second annular flange 34 is dedicated to absorbing the force of the high pressure distributor (DHP) on the ring assembly 1, on the one hand, by deforming, and, on the other hand, by passing this force towards the casing line which is more mechanically robust, that is to say towards the line of the ring support structure 3 as this is illustrated by the force arrows E presented on the Figure 3 .
  • DHP high pressure distributor
  • the first and second annular flanges 33 and 34 are fixed on the ring support structure 3 by radial shrinking.
  • FIG. 7 Presented is a schematic sectional view of a fifth embodiment of the turbine ring assembly.
  • the sixth embodiment illustrated on the figure 8 differs from the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 in that the ring sector 10 presents in the plane defined by the axial directions D A and radial directions D R , on part of the ring sector 10, an O-shaped section instead of an O-shaped section ⁇ inverted, the ring section 10 being fixed to the ring support structure 3 using a screw 19 and a fixing part 20, the screws 38 being removed.
  • the second portion 334 of the first annular flange 33 comprises two orifices 3340 for receiving the first two pins 119
  • the third portion 365 of the annular radial flange 36 comprises two orifices 3650 configured to receive the two second pawns 120.
  • each of the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16 comprises a first end, 141 and 161, secured to the external face 12b of the annular base 12 and a second end, 142 and 162, free.
  • the second end 142 of the tab radial upstream attachment tab 14 comprises two first lugs 17 each comprising an orifice 170 configured to receive a first pin 119.
  • the second end 162 of the radial downstream attachment lug 16 comprises two second lugs 18 each comprising an orifice 180 configured to receive a second pin 120.
  • the first and second ears 17 and 18 extend projecting in the radial direction D R from the turbine ring 1 respectively from the second end 142 of the upstream radial attachment tab 14 and the second end 162 of the downstream radial hooking tab 16.
  • the orifices 170 and 180 can be circular or oblong. Preferably all of the orifices 170 and 180 comprise a portion of circular orifices and a portion of oblong orifices.
  • the circular orifices make it possible to tangentially index the rings and prevent them from moving tangentially (particularly in the event of contact with the blade).
  • the oblong holes accommodate differential expansions between the CMC and the metal. CMC has a much lower expansion coefficient than metal. When hot, the lengths in the tangential direction of the ring sector and the facing portion of the casing will therefore be different.
  • a first drilling scheme for a case with three lugs, would include a radial circular orifice on a radial attachment flange and two oblong tangential orifices on the other radial attachment flange
  • a second drilling diagram for a case with at least four lugs, would include a circular orifice and an oblong orifice per radial attachment flange facing each other.
  • Other ancillary cases can also be considered.
  • the first two lugs 17 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 1.
  • the two second ears 18 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 1.
  • each ring sector 10 has, according to a plane defined by the axial directions D A and radial directions D R, a substantially K-shaped section comprising an annular base 12 with, in the radial direction D R of the ring, an internal face 12a coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and which defines the gas flow path in the turbine.
  • Upstream and downstream radial hooking tabs 140, 160 substantially S-shaped extend, in the radial direction D R , from the external face 12b of the annular base 12 over the entire width thereof and at -above the upstream and downstream circumferential end portions 121 and 122 of the annular base 12.
  • the ring sector 10 comprises an axial hooking tab 17' extending between the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16.
  • the axial hooking tab 17' extends more precisely, in the direction axial D A , between the second end 142 of the upstream radial attachment tab 14 and the second end 162 of the downstream radial attachment tab 16.
  • the axial hooking tab 17' comprises an upstream end 171' and an end 172' separated by a central part 170'.
  • the upstream and downstream ends 171' and 172' of the axial hooking tab 17' extend projecting, in the radial direction D R , from the second end 142, 162 of the radial hooking tab 14, 16 to which they are coupled, so as to have a central part 170' of axial hooking tab 17' raised relative to the second ends 142 and 162 of the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16.
  • the turbine ring assembly comprises a screw 19 and a fixing part 20.
  • the fixing part 20 is fixed on the axial hooking tab 17'.
  • the fixing part 20 further comprises an orifice 21 provided with a thread cooperating with a thread of the screw 19 to fix the fixing part 20 to the screw 19.
  • the screw 19 comprises a screw head 190 whose diameter is greater to the diameter of an orifice 39 made in the central ferrule 31 of the support structure of the ring 3 through which the screw 19 is inserted before being screwed to the fixing part 20.
  • the radial connection of the ring sector 10 with the ring support structure 3 is carried out using the screw 19, the head 190 of which bears on the central crown 31 of the structure of support of the ring 3, and of the fixing part 20 screwed to the screw 19 and fixed to the axial hooking tab 17' of the ring sector 10, the screw head 190 and the fixing part 20 exerting forces in opposite directions to hold the ring 1 and the ring support structure 3 together.
  • each ring sector 10 further comprises rectilinear bearing surfaces 110 mounted on the faces of the upstream and downstream radial attachment lugs 14 and 16 in contact respectively with the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36, that is to say on the upstream face 14a of the upstream radial hooking tab 14 and on the downstream face 16b of the downstream radial hooking tab 16.
  • the rectilinear supports could be mounted on the first annular flange 33 and on the second downstream annular radial flange 36.
  • the rectilinear supports 110 make it possible to have controlled sealing zones. Indeed, the bearing surfaces 110 between the upstream radial attachment tab 14 and the first annular flange 33, on the one hand, and between the downstream radial attachment tab 16 and the second annular radial flange 36 are included in the same rectilinear plane.
  • Each ring sector 10 described above is made of ceramic matrix composite material (CMC) by formation of a fibrous preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the ring sector by a ceramic matrix .
  • CMC ceramic matrix composite material
  • ceramic fiber yarns can be used, for example SiC fiber yarns such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Hi-NicalonS", or carbon fiber yarns.
  • the fibrous preform is advantageously produced by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the provision of unbinding zones making it possible to separate the parts of preforms corresponding to the hooking lugs 14 and 16 of sectors 10.
  • the weave can be interlock type, as shown.
  • Other three-dimensional or multi-layer weaves can be used, such as multi-canvas or multi-satin weaves.
  • the blank can be shaped to obtain a ring sector preform which is consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification being able to be carried out in particular by chemical infiltration in the gas phase (CVI) which is well known in self.
  • CVI gas phase
  • the textile preform can be hardened a little by CVI so that it is sufficiently rigid to be handled, before bringing liquid silicon up by capillary action into the textile to carry out densification (“Melt Infiltration”).
  • the ring support structure 3 is made of a metallic material such as a Waspaloy ® or Inconel 718 ® or even C263 ® alloy.
  • the production of the turbine ring assembly continues by mounting the ring sectors 10 on the ring support structure 3.
  • the ring sectors 10 are assembled together on a “spider” type annular tool comprising, for example, suction cups configured to each hold a ring sector 10.
  • the ring 1 is then mounted on the ring support structure 3 by inserting each second pin 120 into each of the orifices 180 of the second lugs 18 of the downstream radial attachment flanges 16 of each ring sector 10 composing the ring 1.
  • first annular flange 33 and the second annular flange 34 are fixed to the ring support structure 3 and to the ring 1.
  • the first and second annular flanges 33 and 34 are fixed by shrinking to the support structure d ring 3.
  • the DHP force exerted in the direction of flow F reinforces this attachment during engine operation.
  • the first annular flange 33 is fixed to the ring by inserting each first pin 119 into each of the orifices 170 of the first lugs 17 of the upstream radial attachment lugs 14 of each ring sector 10 making up ring 1.
  • the ring 1 is thus held in position axially using the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36 bearing respectively upstream and downstream on the rectilinear bearing surfaces 110 of the radial attachment tabs respectively upstream 14 and downstream 16.
  • an axial prestress can be applied to the first annular flange 33 and to the upstream radial attachment tab 14 to compensate for the effect of differential expansion between the material CMC of the ring 1 and the metal of the ring support structure 3.
  • the first annular flange 33 is held in axial stress by mechanical elements placed upstream as is illustrated in dotted lines on the Figure 3 .
  • the ring 1 is held in position radially using the first and second pins 119 and 120 cooperating with the first and second lugs 17 and 18 and the orifices 3340 and 3650 of the first annular flange 33 and the annular radial flange 36.
  • the invention thus provides a turbine ring assembly allowing the maintenance of each ring sector in a deterministic manner while allowing, on the one hand, the ring sector, and by extension the ring, to deform under the effects of temperature rises and pressure variations, particularly independently of the metal parts at the interface, and, on the other hand, while improving the seal between the non-vein sector and the vein sector and by simplifying manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly.
  • the invention provides a turbine ring assembly comprising an upstream annular flange dedicated to absorbing the DHP force and thus inducing low levels of forces in the CMC ring, a contact stop between the annular flange dedicated to absorbing the DHP force and the annular flange used to hold the ring, the stop ensuring non-contact of the lower parts of the two flanges when the upstream flange tilts.
  • the turbine ring assembly according to the invention also makes it possible to control the rigidity at the level of the upstream and downstream axial contacts between the CMC ring and the metal casing. As a result, sealing is ensured in all circumstances, without inducing excessively high axial forces on the ring.

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

Description

Arrière-plan de l'inventionBackground of the invention

L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu'une structure de support d'anneau.A turbine ring assembly includes a plurality of ceramic matrix composite material ring sectors and a ring support structure.

Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.The field of application of the invention is in particular that of gas turbine aeronautical engines. The invention is however applicable to other turbomachines, for example industrial turbines.

Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis 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.In the case of all-metallic turbine ring assemblies, it is necessary to cool all the elements of the assembly and in particular the turbine ring which is subjected to the hottest flows. This cooling has a significant impact on the performance of the engine since the cooling flow used is taken from the main flow of the engine. In addition, the use of metal for the turbine ring limits the possibilities of increasing the temperature at the turbine level, which would nevertheless improve the performance of aeronautical engines.

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) afin de s'affranchir de la mise en oeuvre d'un matériau métallique.In order to try to resolve these problems, it was envisaged to produce turbine ring sectors in ceramic matrix composite material (CMC) in order to avoid the use of a metallic material.

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 oeuvre 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 oeuvre 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.CMC materials have good mechanical properties making them suitable for constituting structural elements and advantageously retain these properties at high temperatures. The use of CMC materials has advantageously made it possible to reduce the cooling flow required during operation and therefore to increase the performance of the turbomachines. In addition, the use 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.

Toutefois, les solutions existantes proposées peuvent mettre en oeuvre un assemblage d'un secteur d'anneau en CMC avec des parties d'accrochage métalliques d'une structure de support d'anneau, ces parties d'accrochage étant soumises au flux chaud. Par conséquent, ces parties d'accrochage métalliques subissent des dilatations à chaud, ce qui peut conduire à une mise sous contrainte mécanique des secteurs d'anneau en CMC et à une fragilisation de ces derniers.However, the existing solutions proposed can implement an assembly of a CMC ring sector with metal attachment parts of a ring support structure, these attachment parts being subjected to the hot flow. Consequently, these metal attachment parts undergo hot expansion, which can lead to mechanical stress on the CMC ring sectors and to a weakening of the latter.

On connaît par ailleurs les documents FR 2 540 939 , GB 2 480 766 , EP 1 350 927 , US 2014/0271145 , US 2012/082540 et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d'anneau de turbine. GB 2136 508 A montre les caractéristiques techniques du préambule de la revendication indépendante 1.We also know the documents FR 2 540 939 , UK 2,480,766 , EP 1 350 927 , US 2014/0271145 , US 2012/082540 And FR 2 955 898 which disclose turbine ring assemblies. GB 2136 508 A shows the technical features of the preamble of independent claim 1.

Il existe un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants et leur montage, et notamment les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en oeuvre un matériau CMC afin de réduire l'intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement de la turbine.There is a need to improve existing turbine ring assemblies and their assembly, and in particular existing turbine ring assemblies using a CMC material in order to reduce the intensity of the mechanical stresses to which the ring sectors in CMC are subjected during turbine operation.

Objet et résumé de l'inventionObject and summary of the invention

L'invention vise à proposer un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe, c'est-à-dire de manière à maîtriser sa position et éviter qu'il se mette à vibrer, d'une part, tout en permettant au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.The invention aims to propose a turbine ring assembly allowing each ring sector to be maintained in a deterministic manner, that is to say in such a way as to control its position and prevent it from starting to vibrate. , on the one hand, while allowing the ring sector, and by extension the ring, to deform under the effects of temperature rises and pressure variations, and this in particular independently of the metal parts at the interface, and , on the other hand, while improving the seal between the non-vein sector and the vein sector and by simplifying manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly.

Un objet de l'invention propose un ensemble d'anneau de turbine tel décrit dans la revendication 1.An object of the invention provides a turbine ring assembly as described in claim 1.

Selon une caractéristique générale de l'objet, l'ensemble d'anneau de turbine comprend un premier flasque annulaire et un second flasque annulaire disposé en amont du premier flasque annulaire par rapport au sens d'un flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, les premier et second flasques annulaires présentant respectivement une première extrémité libre et une seconde extrémité opposée à la première extrémité, la première extrémité du premier flasque annulaire étant en appui contre la première patte d'accrochage, la première extrémité du second flasque annulaire étant distante de la première extrémité du premier flasque annulaire dans la direction axiale, les secondes extrémités des premier et second flasques annulaires étant fixées de manière amovible à la première bride radiale de la virole centrale de la structure de support d'anneau, et la seconde extrémité du premier flasque et la seconde extrémité du second flasque étant séparées par une butée de contact.According to a general characteristic of the object, the turbine ring assembly comprises a first annular flange and a second annular flange arranged upstream of the first annular flange relative to the direction of an air flow intended to pass through the turbine ring assembly, the first and second annular flanges respectively having a first free end and a second end opposite to the first end, the first end of the first annular flange bearing against the first hooking tab, the first end of the second annular flange being spaced from the first end of the first annular flange in the axial direction, the second ends of the first and second annular flanges being removably fixed to the first radial flange of the central ferrule of the ring support structure, and the second end of the first flange and the second end of the second flange being separated by a contact stop.

Dans un mode de réalisation particulier, les secteurs d'anneau peuvent être en matériau composite à matrice céramique (CMC).In a particular embodiment, the ring sectors can be made of ceramic matrix composite (CMC) material.

Le second flasque annulaire séparé du premier flasque annulaire au niveau de son extrémité libre permet de fournir à l'ensemble d'anneau de turbine un flasque amont dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP). Le second flasque annulaire en amont de l'anneau de turbine et exempt de tout contact avec l'anneau est configuré pour faire transiter le maximum d'effort axial induit par le DHP directement dans la structure de support d'anneau sans passer par l'anneau qui présente, lorsqu'il est en CMC, un admissible mécanique faible.The second annular flange separated from the first annular flange at its free end makes it possible to provide the turbine ring assembly with an upstream flange dedicated to taking up the force of the high pressure distributor (DHP). The second annular flange upstream of the turbine ring and free from any contact with the ring is configured to pass the maximum axial force induced by the DHP directly into the ring support structure without passing through the ring which, when it is in CMC, has a low mechanical allowability.

En effet, laisser un espace entre les premières extrémités du premier et du second flasques annulaires permet de dévier l'effort reçu par le second flasque, en amont du premier flasque annulaire qui est au contact de l'anneau de turbine, et de le faire transiter directement vers la virole centrale de la structure de support d'anneau via la seconde extrémité du seconde flasque annulaire, sans impacter le premier flasque annulaire et donc sans impacter l'anneau de turbine. La première extrémité du premier flasque ne subissant pas d'effort, l'anneau de turbine est ainsi préservé de cet effort axial.Indeed, leaving a space between the first ends of the first and second annular flanges makes it possible to deflect the force received by the second flange, upstream of the first annular flange which is in contact with the turbine ring, and to do so transit directly to the central shroud of the ring support structure via the second end of the second annular flange, without impacting the first annular flange and therefore without impacting the turbine ring. The first end of the first flange does not undergo any force, the turbine ring is thus protected from this axial force.

Le transit de l'effort DHP par l'intermédiaire du second flasque annulaire peut induire son basculement. Ce basculement peut entraîner un contact non maîtrisé entre les parties basses, c'est-à-dire les premières extrémités, du second flasque annulaire et du premier flasque annulaire au contact de l'anneau de turbine, ce qui aurait pour conséquence de transmettre directement l'effort DHP à l'anneau.The transit of the DHP force through the second annular flange can induce its tilting. This tilting can lead to uncontrolled contact between the lower parts, that is to say the first ends, of the second annular flange and of the first annular flange in contact with the turbine ring, which would have the consequence of directly transmitting the DHP force to the ring.

La butée de contact prévue entre les secondes extrémités du premier et du second flasque annulaires permet d'éviter le contact entre la partie basse du second flasque annulaire, disposé en amont du premier flasque, et celle du premier flasque annulaire, suite à ce basculement. Le transit direct de l'effort DHP vers l'anneau est donc évité.The contact stop provided between the second ends of the first and second annular flange makes it possible to avoid contact between the lower part of the second annular flange, arranged upstream of the first flange, and that of the first annular flange, following this tilting. The direct transit of the DHP force towards the ring is therefore avoided.

En outre, le caractère amovible des flasques annulaires permet d'avoir un accès axial à la cavité de l'anneau de turbine. Cela permet d'assembler les secteurs d'anneau ensemble à l'extérieur de la structure de support d'anneau et ensuite de venir glisser axialement l'ensemble ainsi assemblé dans la cavité de la structure de support d'anneau jusqu'à venir en appui contre la seconde bride radiale, avant de fixer le flasque annulaire sur la virole centrale de la structure de support d'anneau.In addition, the removable nature of the annular flanges allows axial access to the cavity of the turbine ring. This makes it possible to assemble the ring sectors together outside the ring support structure and then to slide the assembly thus assembled axially into the cavity of the ring support structure until it comes into place. support against the second radial flange, before fixing the annular flange on the central ferrule of the ring support structure.

Lors de l'opération de fixation de l'anneau de turbine sur la structure de support de l'anneau, il est possible d'utiliser un outil comportant un cylindre ou un anneau sur lequel sont appuyés ou ventousés les secteurs d'anneau pendant leur assemblage en couronne.During the operation of fixing the turbine ring on the support structure of the ring, it is possible to use a tool comprising a cylinder or a ring on which the ring sectors are supported or suctioned during their crown assembly.

Le fait d'avoir deux flasques annulaires chacun en une pièce, c'est-à-dire décrivant l'intégralité d'un anneau sur 360°, permet, par rapport à des flasques annulaires sectorisés, de limiter le passage du flux d'air entre le secteur hors veine et le secteur veine, dans la mesure où toutes les fuites inter-secteurs sont supprimées, et donc de maîtriser l'étanchéité.The fact of having two annular flanges each in one piece, that is to say describing the entirety of a ring over 360°, allows, compared to sectored annular flanges, to limit the passage of the flow of air between the non-vein sector and the vein sector, to the extent that all inter-sector leaks are eliminated, and therefore to control the tightness.

La solution définie ci-dessus pour l'ensemble d'anneau permet ainsi de maintenir chaque secteur d'anneau de façon déterministe, c'est-à-dire de maîtriser sa position et d'éviter qu'il se mette à vibrer, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine, en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau, et en permettant à l'anneau de se déformer sous les effet de température et de pression notamment indépendamment des pièces métalliques en interface.The solution defined above for the ring assembly thus makes it possible to maintain each ring sector in a deterministic manner, that is to say to control its position and to prevent it from starting to vibrate, while by improving the seal between the non-vein sector and the vein sector, by simplifying manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly, and by allowing the ring to deform under the effect of temperature and pressure in particular independently of the metal parts in interface.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le premier flasque annulaire peut comprendre la butée de contact.According to one aspect of the turbine ring assembly, the first annular flange may include the contact stop.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le second flasque annulaire peut comprendre la butée de contact.According to one aspect of the turbine ring assembly, the second annular flange may include the contact stop.

Selon l'invention, le premier flasque présente une épaisseur dans la direction axiale inférieure à l'épaisseur dans la direction axiale du second flasque.According to the invention, the first flange has a thickness in the axial direction less than the thickness in the axial direction of the second flange.

La finesse de la seconde extrémité du premier flasque annulaire offre de la souplesse à la partie amont de la structure de support destinée à être au contact de l'anneau.The thinness of the second end of the first annular flange offers flexibility to the upstream part of the support structure intended to be in contact with the ring.

La seconde bride annulaire, en aval de la première bride annulaire, assure, grâce à son épaisseur accrue, une plus grande rigidité à la partie aval de la structure de support d'anneau.The second annular flange, downstream of the first annular flange, ensures, thanks to its increased thickness, greater rigidity to the downstream part of the ring support structure.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, la virole centrale de la structure de support d'anneau présente un rayon variable dans la direction axiale, le rayon de la virole centrale diminuant selon le sens du flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, c'est-à-dire dans le sens allant de la première bride radiale vers la seconde bride radiale.According to one aspect of the turbine ring assembly, the central shroud of the ring support structure has a variable radius in the axial direction, the radius of the central shroud decreasing according to the direction of the air flow intended to pass through the turbine ring assembly, that is to say in the direction from the first radial flange towards the second radial flange.

Plus particulièrement, la virole centrale de la structure de support d'anneau présente une première portion radiale en regard de la première patte d'accrochage de l'anneau de turbine, et une seconde portion radiale en aval de la première portion radiale par rapport au sens dudit flux d'air destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine et en regard de la seconde patte d'accrochage de l'anneau de turbine, la seconde portion radiale présentant un rayon de courbure inférieure au rayon de courbure de la première portion radiale.More particularly, the central shroud of the ring support structure has a first radial portion facing the first hooking tab of the turbine ring, and a second radial portion downstream of the first radial portion relative to the direction of said air flow intended to pass through the turbine ring assembly and opposite the second attachment tab of the turbine ring, the second radial portion having a radius of curvature less than the radius of curvature of the first radial portion.

Selon l'invention, la seconde bride radiale de la structure de support d'anneau présente une première extrémité libre et une seconde extrémité solidaire de la virole centrale de la structure de support d'anneau, la première extrémité de la seconde bride radiale étant au contact de la seconde patte d'accrochage de l'anneau de turbine et présentant une épaisseur dans la direction axiale supérieure à l'épaisseur de la première extrémité du premier flasque annulaire.According to the invention, the second radial flange of the ring support structure has a first free end and a second end secured to the central ferrule of the ring support structure, the first end of the second radial flange being at contact of the second hooking tab of the turbine ring and having a thickness in the axial direction greater than the thickness of the first end of the first annular flange.

La maîtrise de la rigidité au niveau des contacts axiaux de la structure de support d'anneau avec l'anneau assure le maintien de l'étanchéité en toute circonstance, sans pour autant induire des efforts axiaux trop élevés sur l'anneau. La section fine de la seconde bride annulaire, aval, de la structure de support d'anneau permet d'assurer une souplesse de la partie aval de la structure de support d'anneau vis-à-vis de sa partie amont formée par la première bride annulaire et les première et seconde flasques annulaires, de par l'épaisseur importante de la première bride annulaire.Controlling the rigidity at the level of the axial contacts of the ring support structure with the ring ensures that the seal is maintained in all circumstances, without inducing efforts. axial too high on the ring. The thin section of the second annular flange, downstream, of the ring support structure ensures flexibility of the downstream part of the ring support structure with respect to its upstream part formed by the first annular flange and the first and second annular flanges, due to the significant thickness of the first annular flange.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section en lettre grecque pi (π) inversée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, et l'ensemble peut comprendre, pour chaque secteur d'anneau, au moins trois pions pour maintenir radialement le secteur d'anneau en position, les première et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau comprenant chacune une première extrémité solidaire de la face externe de la base annulaire, une seconde extrémité libre, au moins trois oreilles de réception desdits au moins trois pions, au moins deux oreilles s'étendant en saillie de la seconde extrémité d'une des première ou seconde pattes d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine et au moins une oreille s'étendant en saillie de la seconde extrémité de l'autre patte d'accrochage dans la direction radiale de l'anneau de turbine, chaque oreille de réception comportant un orifice de réception d'un des pions.According to one aspect of the turbine ring assembly, the ring sector can have a section in the Greek letter pi (π) inverted according to the cutting plane defined by the axial direction and the radial direction, and the assembly can comprise, for each ring sector, at least three pins to radially hold the ring sector in position, the first and second hooking lugs of each ring sector each comprising a first end secured to the external face of the annular base, a second free end, at least three lugs for receiving said at least three pins, at least two lugs extending projecting from the second end of one of the first or second hooking lugs in the radial direction of the turbine ring and at least one ear extending projecting from the second end of the other hooking lug in the radial direction of the turbine ring, each receiving ear comprising an orifice for receiving one of the pions.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter une section ayant une forme de K allongée selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, les première et une deuxième pattes d'accrochage ayant une forme de S.According to one aspect of the turbine ring assembly, the ring sector may have a section having an elongated K shape according to the cutting plane defined by the axial direction and the radial direction, the first and a second legs d hooking having an S shape.

Selon un aspect de l'ensemble d'anneau de turbine, le secteur d'anneau peut présenter, sur au moins une plage radiale du secteur d'anneau, une section en O selon le plan de coupe défini par la direction axiale et la direction radiale, la première et la deuxième pattes d'accrochage présentant chacune une première extrémité solidaire de la face externe et une seconde extrémité libre, et chaque secteur d'anneau comprenant une troisième et une quatrième pattes d'accrochage s'étendant chacune, dans la direction axiale de l'anneau de turbine, entre une seconde extrémité de la première patte d'accrochage et une seconde extrémité de la deuxième patte d'accrochage, chaque secteur d'anneau étant fixé à la structure de support d'anneau par une vis de fixation comportant une tête de vis en appui contre la structure de support d'anneau et un filetage coopérant avec un taraudage réalisé dans une plaque de fixation, la plaque de fixation coopérant avec les troisième et quatrième pattes d'accrochage. Le secteur d'anneau comprend en outre des pions radiaux s'étendant entre la virole centrale et les troisième et quatrième pattes d'accrochage.According to one aspect of the turbine ring assembly, the ring sector can have, on at least one radial range of the ring sector, an O-shaped section according to the cutting plane defined by the axial direction and the direction radial, the first and second hooking lugs each having a first end secured to the external face and a second free end, and each ring sector comprising a third and a fourth hooking lugs each extending, in the axial direction of the turbine ring, between a second end of the first hooking tab and a second end of the second hooking tab, each ring sector being fixed to the ring support structure by a fixing screw comprising a screw head bearing against the ring support structure and a thread cooperating with a tapping made in a fixing plate, the fixing plate cooperating with the third and fourth hooking tabs. The ring sector further comprises radial pins extending between the central ferrule and the third and fourth hooking lugs.

Un autre objet de l'invention propose une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini ci-dessus.Another object of the invention proposes a turbomachine comprising a turbine ring assembly as defined above.

Brève description des dessins.Brief description of the designs.

L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels :

  • la figure 1 est une vue schématique en perspective d'un premier mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine ne faisant pas partie de l'invention.
  • la figure 2 est une vue schématique en perspective éclatée de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
  • la figure 3 est une vue schématique en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 ;
  • la figure 4 est une vue schématique en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine, ne faisant pas partie non plus de l'invention.
  • la figure 5 est une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
  • la figure 6 est une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine ;
  • la figure 7 est une vue schématique en coupe d'un cinquième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine, ne faisant pas partie non plus de l'invention.
  • la figure 8 présente une vue schématique en coupe d'un sixième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.
The invention will be better understood on reading below, for information but not limitation, with reference to the appended drawings in which:
  • there figure 1 is a schematic perspective view of a first embodiment of a turbine ring assembly not forming part of the invention.
  • there figure 2 is a schematic exploded perspective view of the turbine ring assembly of the figure 1 ;
  • there Figure 3 is a schematic sectional view of the turbine ring assembly of the figure 1 ;
  • there Figure 4 is a schematic sectional view of a second embodiment of the turbine ring assembly, also not part of the invention.
  • there Figure 5 is a schematic sectional view of a third embodiment of the turbine ring assembly;
  • there Figure 6 is a schematic sectional view of a fourth embodiment of the turbine ring assembly;
  • there figure 7 is a schematic sectional view of a fifth embodiment of the turbine ring assembly, also not part of the invention.
  • there figure 8 presents a schematic sectional view of a sixth embodiment of the turbine ring assembly.

Description détaillée de modes de réalisationDetailed description of embodiments

La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure métallique de support d'anneau 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées). L'anneau de turbine 1 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau 10, la figure 1 étant une vue en section radiale. La flèche DA indique la direction axiale de l'anneau de turbine 1 tandis que la flèche DR indique la direction radiale de l'anneau de turbine 1. Pour des raisons de simplification de présentation, la figure 1 est une vue partielle de l'anneau de turbine 1 qui est en réalité un anneau complet.There figure 1 shows a high pressure turbine ring assembly comprising a ceramic matrix composite (CMC) turbine ring 1 and a ring supporting metal structure 3. Turbine ring 1 surrounds a set of rotating blades (not shown). The turbine ring 1 is formed of a plurality of ring sectors 10, the figure 1 being a view in radial section. The arrow D A indicates the axial direction of the turbine ring 1 while the arrow D R indicates the radial direction of the turbine ring 1. For reasons of simplification of presentation, the figure 1 is a partial view of the turbine ring 1 which is in reality a complete ring.

Comme illustré sur les figures 2 et 3 qui présentent respectivement une vue schématique en perspective éclatée et une vue en coupe de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1, la vue en coupe étant selon un plan de coupe comprenant la direction radiale DR et la direction axiale DA, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section sensiblement en forme de la lettre grecque π inversée. La section comprend en effet une base annulaire 12 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval, respectivement 14 et 16. Les termes "amont" et "aval" sont utilisés ici en référence au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine représenté par la flèche F sur la figure 1. Les pattes du secteur d'anneau 10 pourraient avoir une autre forme, la section du secteur d'anneau présentant un autre forme que π, comme par exemple une forme en K ou en O.As illustrated on the figure 2 And 3 which respectively present a schematic exploded perspective view and a sectional view of the turbine ring assembly of the figure 1 , the sectional view being according to a section plane comprising the radial direction D R and the axial direction D A , each sector of ring 10 has, according to a plane defined by the axial directions D A and radial directions D R , a section substantially in the shape of the reversed Greek letter π. The section in fact comprises an annular base 12 and radial upstream and downstream attachment tabs, respectively 14 and 16. The terms "upstream" and "downstream" are used here in reference to the direction of flow of the gas flow in the turbine. represented by the arrow F on the figure 1 . The legs of the ring sector 10 could have another shape, the section of the ring sector having a shape other than π, such as for example a K or O shape.

La base annulaire 12 comporte, suivant la direction radiale DR de l'anneau 1, une face interne 12a et une face externe 12b opposées l'une à l'autre. La face interne 12a de la base annulaire 12 est revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et définit une veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Les termes "interne" et "externe" sont utilisés ici en référence à la direction radiale DR dans la turbine.The annular base 12 comprises, in the radial direction D R of the ring 1, an internal face 12a and an external face 12b opposite each other. The internal face 12a of the annular base 12 is coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and defines a gas flow path in the turbine. The terms "internal" and "external" are used here in reference to the radial direction D R in the turbine.

Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent en saillie, suivant la direction DR, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 à distance des extrémités amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s'étendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'est-à-dire sur tout l'arc de cercle décrit par le secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonférentielle du secteur d'anneau 10.The upstream and downstream radial hooking lugs 14 and 16 extend projecting, in the direction D R , from the external face 12b of the annular base 12 at a distance from the upstream and downstream ends 121 and 122 of the annular base 12. The upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16 extend over the entire width of the ring sector 10, that is to say over the entire arc of a circle described by the ring sector 10 , or even over the entire circumferential length of the ring sector 10.

Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine comprend une virole centrale 31, s'étendant dans la direction axiale DA, et ayant un axe de révolution confondu avec l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixés ensemble, ainsi qu'une première bride radiale annulaire 32 et une seconde bride radiale annulaire 36, la première bride radiale annulaire 32 étant positionnée en amont de la seconde bride radiale annulaire 36 qui se trouve donc en aval de la première bride radiale annulaire 32.As illustrated in the figures 1 to 3 , the ring support structure 3 which is integral with a turbine casing comprises a central ferrule 31, extending in the axial direction D A , and having an axis of revolution coincident with the axis of revolution of the turbine ring 1 when they are fixed together, as well as a first annular radial flange 32 and a second annular radial flange 36, the first annular radial flange 32 being positioned upstream of the second annular radial flange 36 which is therefore located in downstream of the first annular radial flange 32.

La seconde bride radiale annulaire 36 s'étend dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 et, suivant la direction radiale DR, depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1. Elle comprend une première extrémité 361 libre et une seconde extrémité 362 solidaire de la virole centrale 31. La seconde bride radiale annulaire 36 comporte une première portion 363, une seconde portion 364, et une troisième portion 365 comprise entre la première portion 363 et la seconde portion 364. La première portion 363 s'étend entre la première extrémité 361 et la troisième portion 365, et la seconde portion 364 s'étend entre la troisième portion 365 et la seconde extrémité 362. La première portion 363 de la seconde bride radiale annulaire 36 est au contact de la bride radiale d'accrochage aval 16. La seconde portion 364 est amincie par rapport à la première portion 363 et la troisième portion 365 de manière à donner une certaine souplesse à la seconde bride radiale annulaire 36 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1 en CMC.The second annular radial flange 36 extends in the circumferential direction of the ring 1 and, in the radial direction D R , from the central ferrule 31 towards the center of the ring 1. It comprises a first free end 361 and a second end 362 secured to the central ferrule 31. The second annular radial flange 36 comprises a first portion 363, a second portion 364, and a third portion 365 included between the first portion 363 and the second portion 364. The first portion 363 is extends between the first end 361 and the third portion 365, and the second portion 364 extends between the third portion 365 and the second end 362. The first portion 363 of the second annular radial flange 36 is in contact with the radial flange d downstream attachment 16. The second portion 364 is thinned relative to the first portion 363 and the third portion 365 so as to give a certain flexibility to the second annular radial flange 36 and thus not overly constrain the turbine ring 1 in CMC.

La première bride radiale annulaire 32 s'étend dans la direction circonférentielle de l'anneau 1 et, suivant la direction radiale DR, depuis la virole centrale 31 vers le centre de l'anneau 1. Elle comprend une première extrémité 321 libre et une seconde extrémité 322 solidaire de la virole centrale 31.The first annular radial flange 32 extends in the circumferential direction of the ring 1 and, in the radial direction D R , from the central ferrule 31 towards the center of the ring 1. It comprises a first free end 321 and a second end 322 secured to the central ferrule 31.

Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, l'ensemble d'anneau de turbine 1 comprend un premier flasque annulaire 33 et un second flasque annulaire 34, les deux flasques annulaires 33 et 34 étant fixés de manière amovible sur la première bride radiale annulaire 32. Les premier et second flasques annulaire 33 et 34 sont disposés en amont de l'anneau de turbine 1 par rapport au sens F d'écoulement du flux gazeux dans la turbine.As illustrated in the figures 1 to 3 , the turbine ring assembly 1 comprises a first annular flange 33 and a second annular flange 34, the two annular flanges 33 and 34 being removably fixed on the first annular radial flange 32. The first and second annular flanges 33 and 34 are arranged upstream of the turbine ring 1 relative to the direction F of flow of the gas flow in the turbine.

Le premier flasque annulaire 33 est disposé en aval du second flasque annulaire 34. Le premier flasque annulaire 33 présente une première extrémité 331 libre et une seconde extrémité 332 fixée de manière amovible à la structure de support d'anneau 3, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 32. Le second flasque annulaire 34 présente une première extrémité 341 libre et une seconde extrémité 342 fixée de manière amovible à la structure de support d'anneau 3, et plus particulièrement à la première bride radiale annulaire 32.The first annular flange 33 is arranged downstream of the second annular flange 34. The first annular flange 33 has a first free end 331 and a second end 332 removably fixed to the ring support structure 3, and more particularly to the first annular radial flange 32. The second annular flange 34 has a first free end 341 and a second end 342 removably fixed to the ring support structure 3, and more particularly to the first annular radial flange 32.

En outre, le premier flasque annulaire 33 présente une première portion 333 s'étendant depuis la première extrémité 331 et une seconde portion 334 s'étendant entre la première portion 333 et la seconde extrémité 332. Lorsque l'ensemble d'anneau 1 est monté, la première portion 333 du premier flasque annulaire 33 se trouve en appui contre la patte radiale d'accrochage amont 14 de chacun des secteurs d'anneau 10 composant l'anneau de turbine 1, et la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 34 se trouve en appui contre au moins une partie de la première bride radiale annulaire 32.Furthermore, the first annular flange 33 has a first portion 333 extending from the first end 331 and a second portion 334 extending between the first portion 333 and the second end 332. When the ring assembly 1 is mounted , the first portion 333 of the first annular flange 33 rests against the upstream radial attachment lug 14 of each of the ring sectors 10 composing the turbine ring 1, and the second portion 334 of the first annular flange 34 is finds support against at least part of the first annular radial flange 32.

Le second flasque annulaire 34 est dédié à la reprise de l'effort du distributeur haute pression (DHP) sur l'ensemble d'anneau 1, d'une part, en se déformant, et, d'autre part, en faisant transiter cet effort vers la ligne carter qui est plus robuste mécaniquement, c'est-à-dire vers la ligne de la structure de support d'anneau 3 comme cela est illustré par les flèches E d'effort présentées sur la figure 3.The second annular flange 34 is dedicated to absorbing the force of the high pressure distributor (DHP) on the ring assembly 1, on the one hand, by deforming, and, on the other hand, by passing this force towards the casing line which is more mechanically robust, that is to say towards the line of the ring support structure 3 as this is illustrated by the force arrows E presented on the Figure 3 .

Le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 sont en contact au niveau de leur seconde extrémité respectivement 332 et 342.The first annular flange 33 and the second annular flange 34 are in contact at their second ends 332 and 342 respectively.

Le maintien radial de l'anneau 1 est assuré par le premier flasque annulaire 33 qui est plaqué sur la première bride radiale annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3 et sur la patte radiale d'accrochage amont 14. Le premier flasque annulaire 33 assure l'étanchéité entre la cavité veine et la cavité hors veine de l'anneau.The radial retention of the ring 1 is ensured by the first annular flange 33 which is placed on the first annular radial flange 32 of the ring support structure 3 and on the upstream radial attachment tab 14. The first annular flange 33 ensures the seal between the vein cavity and the non-vein cavity of the ring.

Le second flasque annulaire 34 assure la liaison entre la partie aval du DHP, la structure de support d'anneau 3, ou carter, par contact surfacique radial, et le premier flasque annulaire 33 par contact surfacique axial.The second annular flange 34 ensures the connection between the downstream part of the DHP, the ring support structure 3, or casing, by radial surface contact, and the first annular flange 33 by axial surface contact.

Dans le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3, la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 comprend une butée de contact 340 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA entre le second flasque annulaire 34 et le premier flasque annulaire 33. La butée de contact 340 permet de maintenir une distance entre la première extrémité 331 du premier flasque annulaire 33 et la première extrémité 341 du second flasque annulaire 34 lors du basculement du second flasque annulaire 34 induit par l'effort DHP.In the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 , the second end 342 of the second annular flange 34 comprises a contact stop 340 extending projecting in the axial direction D A between the second annular flange 34 and the first annular flange 33. The contact stop 340 makes it possible to maintain a distance between the first end 331 of the first annular flange 33 and the first end 341 of the second annular flange 34 during the tilting of the second annular flange 34 induced by the DHP force.

Les premier et second flasques annulaires 33 et 34 sont fixés par frettage sur la structure de support d'anneau 3.The first and second annular flanges 33 and 34 are fixed by hooping to the ring support structure 3.

Le second flasque annulaire 34 est fretté sur la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3, le frettage étant réalisé entre une portion 345 en saillie, dans la direction radiale DR, de la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 et la virole centrale 31.The second annular flange 34 is hooped onto the central ferrule 31 of the ring support structure 3, the hooping being carried out between a portion 345 projecting, in the radial direction D R , of the second end 342 of the second annular flange 34 and the central ferrule 31.

Le premier flasque annulaire 33 est fretté sur la première bride radiale annulaire 32 de la structure de support d'anneau 3. Plus précisément, le frettage est réalisé entre une surface radiale 335 à peu près au milieu, dans la direction radiale DR, du premier flasque annulaire 33 et une surface radiale 325 à mi-hauteur de la première bride radiale annulaire 32, les deux surfaces radiales 335 et 325 étant en regard, et même en contact, l'une de l'autre dans la direction radiale DR. La surface radiale 335 du premier flasque annulaire 33 s'étend sur toute la circonférence du premier flasque annulaire 33, et sur la face du premier flasque annulaire 33 en regard de la première bride annulaire 32 . Plus précisément, la surface radiale 335 du premier flasque annulaire 33 peut être formée n'importe où sur la portion du premier flasque annulaire 33 destinée à être en contact avec la première bride radiale annulaire 32, la surface radiale 325 de la première bride radiale annulaire 32 étant formée à une hauteur correspondante sur la face de la première bride radiale annulaire 32 en regard du premier flasque annulaire 33.The first annular flange 33 is hooped onto the first annular radial flange 32 of the ring support structure 3. More precisely, the hooping is carried out between a radial surface 335 approximately in the middle, in the radial direction D R , of the first annular flange 33 and a radial surface 325 halfway up the first annular radial flange 32, the two radial surfaces 335 and 325 being facing, and even in contact with, one another in the radial direction D R . The radial surface 335 of the first annular flange 33 extends over the entire circumference of the first annular flange 33, and on the face of the first annular flange 33 facing the first annular flange 32. More precisely, the radial surface 335 of the first annular flange 33 can be formed anywhere on the portion of the first annular flange 33 intended to be in contact with the first annular radial flange 32, the radial surface 325 of the first annular radial flange 32 being formed at a corresponding height on the face of the first annular radial flange 32 facing the first annular flange 33.

La structure de support d'anneau 3 comprend en outre des vis 38 qui permettent de plaquer l'anneau en position radiale basse c'est-à-dire vers la veine, de manière déterministe. Il γ a en effet un jeu entre les pions axiaux et les alésages sur l'anneau pour compenser la dilatation différentielle entre le métal et les éléments en CMC qui s'opère à chaud.The ring support structure 3 further comprises screws 38 which make it possible to place the ring in the low radial position, that is to say towards the vein, in a deterministic manner. There γ in fact has a clearance between the axial pins and the bores on the ring to compensate for the differential expansion between the metal and the CMC elements which takes place when hot.

Sur la figure 4 est présentée une vue schématique en coupe d'un deuxième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.On the Figure 4 is presented a schematic sectional view of a second embodiment of the turbine ring assembly.

Le second mode de réalisation illustré sur la figure 4 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 principalement en ce que la seconde extrémité 332 du premier flasque annulaire 33 comprend une butée de contact 330, au lieu du second flasque 34, la butée de contact 330 s'entendant en saillie dans la direction axiale DA entre le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34.The second embodiment illustrated on the Figure 4 differs from the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 mainly in that the second end 332 of the first annular flange 33 comprises a contact stop 330, instead of the second flange 34, the contact stop 330 projecting in the axial direction D A between the first annular flange 33 and the second annular flange 34.

Comme dans le premier mode de réalisation, les premier et second flasques annulaire 33 et 34 sont fixés sur la structure de support d'anneau 3 par frettage radial.As in the first embodiment, the first and second annular flanges 33 and 34 are fixed on the ring support structure 3 by radial shrinking.

Comme cela est illustré sur la figure 4, dans le deuxième mode de réalisation, la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34 présente, en coupe selon le plan de coupe comprenant la direction axiale DA et la direction radiale DR, une forme arrondie et forme ainsi une rotule au contact de la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3. Le basculement du second flasque annulaire 34 se fait grâce à cette forme de rotule sur la seconde extrémité 342. La rotule est en contact linéique avec la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3. Quand l'effort DHP est appliqué sur le second flasque annulaire 34, ce dernier bascule vers l'avant, c'est-à-dire dans le sens du flux F. La partie supérieure du second flasque annulaire 34, c'est-à-dire celle s'étendant radialement depuis la seconde extrémité 342, est arrêtée axialement par la butée de contact 330 du premier flasque annulaire 33.As illustrated in the Figure 4 , in the second embodiment, the second end 342 of the second annular flange 34 has, in section along the section plane comprising the axial direction D A and the radial direction D R , a rounded shape and thus forms a ball joint in contact with the central ferrule 31 of the ring support structure 3. The tilting of the second annular flange 34 is done thanks to this form of ball joint on the second end 342. The ball joint is in linear contact with the central ferrule 31 of the structure of ring support 3. When the force DHP is applied to the second annular flange 34, the latter tilts forward, that is to say in the direction of the flow F. The upper part of the second annular flange 34 , that is to say that extending radially from the second end 342, is stopped axially by the contact stop 330 of the first annular flange 33.

Sur la figure 5 est présentée une vue schématique en coupe d'un troisième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.On the figure 5 is presented a schematic sectional view of a third embodiment of the turbine ring assembly.

Le troisième mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 5 présente également la butée de contact 340 sur la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34. Le troisième mode de réalisation diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 principalement en ce que le premier flasque annulaire 33 présente une épaisseur dans la direction axiale DA inférieure à l'épaisseur du second flasque annulaire 34. Le premier flasque annulaire 33 est fixé par frettage de la seconde extrémité 332 sur la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3.The third embodiment of the invention illustrated on the figure 5 also presents the contact stop 340 on the second end 342 of the second annular flange 34. The third embodiment differs from the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 mainly in that the first annular flange 33 has a thickness in the axial direction D A less than the thickness of the second annular flange 34. The first annular flange 33 is fixed by shrinking the second end 332 onto the central ferrule 31 of the ring support structure 3.

Comme explicité plus loin dans la description, le troisième mode de réalisation de l'invention présente également des différences par rapport au premier mode de réalisation pour la fixation de l'anneau sur la structure de support d'anneau 3.As explained later in the description, the third embodiment of the invention also presents differences compared to the first embodiment for fixing the ring on the ring support structure 3.

Dans le troisième mode de réalisation, la première portion de la seconde bride radiale annulaire 36 comprend en outre une rainure 360 dans laquelle est disposée un joint oméga 369 s'étendant entre la seconde bride radiale annulaire 36 et la patte radiale d'accrochage aval 16.In the third embodiment, the first portion of the second annular radial flange 36 further comprises a groove 360 in which is arranged an omega seal 369 extending between the second annular radial flange 36 and the downstream radial attachment tab 16 .

Sur la figure 6 est présentée une vue schématique en coupe d'un quatrième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.On the Figure 6 is presented a schematic sectional view of a fourth embodiment of the turbine ring assembly.

Le quatrième mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 6 est similaire au troisième mode de réalisation illustré sur la figure 5. Le quatrième mode de réalisation présente également la butée de contact 340 sur la seconde extrémité 342 du second flasque annulaire 34, le joint oméga 369 s'étendant dans la rainure 360 de la seconde bride radiale annulaire 36, ainsi qu'une épaisseur du premier flasque annulaire 33 dans la direction axiale DA inférieure à l'épaisseur du second flasque annulaire 34.The fourth embodiment of the invention illustrated on the Figure 6 is similar to the third embodiment illustrated in the Figure 5 . The fourth embodiment also presents the contact stop 340 on the second end 342 of the second annular flange 34, the omega seal 369 extending in the groove 360 of the second annular radial flange 36, as well as a thickness of the first flange annular 33 in the axial direction D A less than the thickness of the second annular flange 34.

Le quatrième mode de réalisation de l'invention illustré sur la figure 6 diffère du troisième mode de réalisation illustré sur la figure 5 en ce que la virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3 présente un rayon variable dans la direction axiale DA, le rayon de la virole centrale 31 diminuant selon le sens du flux d'air F destiné à traverser l'ensemble d'anneau de turbine, c'est-à-dire dans le sens allant de la première bride radiale 32 vers la seconde bride radiale 36.The fourth embodiment of the invention illustrated on the Figure 6 differs from the third embodiment illustrated on the Figure 5 in that the central ferrule 31 of the ring support structure 3 has a variable radius in the axial direction D A , the radius of the central ferrule 31 decreasing according to the direction of the air flow F intended to pass through the assembly turbine ring, that is to say in the direction going from the first radial flange 32 towards the second radial flange 36.

La virole centrale 31 de la structure de support d'anneau 3 présente une première portion radiale 310 en regard de la patte radiale d'accrochage amont 14 de l'anneau 1, et une seconde portion radiale 315 en aval de la première portion radiale 310 par rapport au sens du flux d'air F et en regard de la patte radiale d'accrochage aval 16 de l'anneau 1. La seconde portion radiale 315 présente un rayon de courbure inférieure au rayon de courbure de la première portion radiale 310.The central ferrule 31 of the ring support structure 3 has a first radial portion 310 facing the upstream radial attachment tab 14 of the ring 1, and a second radial portion 315 downstream of the first radial portion 310 relative to the direction of the air flow F and facing the downstream radial attachment tab 16 of the ring 1. The second radial portion 315 has a radius of curvature less than the radius of curvature of the first radial portion 310.

Sur la figure 7 est présentée une vue schématique en coupe d'un cinquième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.On the figure 7 Presented is a schematic sectional view of a fifth embodiment of the turbine ring assembly.

Le cinquième mode de réalisation illustré sur la figure 7 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente, dans le plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, une section en forme de K au lieu d'une section en forme de π inversé.The fifth embodiment illustrated on the figure 7 differs from the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 in that the ring sector 10 has, in the plane defined by the axial D A and radial D R directions, a K-shaped section instead of an inverted π-shaped section.

Sur la figure 8 est présentée une vue schématique en coupe d'un sixième mode de réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine.On the figure 8 is presented a schematic sectional view of a sixth embodiment of the turbine ring assembly.

Le sixième mode de réalisation illustré sur la figure 8 diffère du premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3 en ce que le secteur d'anneau 10 présente dans le plan défini par les directions axiale DA et radiale DR, sur une partie du secteur d'anneau 10, une section en forme de O au lieu d'une section en forme de π inversé, la section d'anneau 10 étant fixée à la structure de support d'anneau 3 à l'aide d'une vis 19 et d'une pièce de fixation 20, les vis 38 étant supprimées.The sixth embodiment illustrated on the figure 8 differs from the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 in that the ring sector 10 presents in the plane defined by the axial directions D A and radial directions D R , on part of the ring sector 10, an O-shaped section instead of an O-shaped section π inverted, the ring section 10 being fixed to the ring support structure 3 using a screw 19 and a fixing part 20, the screws 38 being removed.

Dans chacun des modes de réalisation illustrés sur les figures 1 à 8, dans la direction axiale DA, la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3 est séparée du premier flasque annulaire 33 d'une distance correspondant à l'écartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de manière à maintenir ces dernières entre la première bride radiale annulaire 32 et la seconde bride radiale annulaire 36.In each of the embodiments illustrated on the figures 1 to 8 , in the axial direction D A , the second annular radial flange 36 of the ring support structure 3 is separated from the first annular flange 33 by a distance corresponding to the spacing of the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16 so as to maintain the latter between the first annular radial flange 32 and the second annular radial flange 36.

Dans le premier et le second modes de réalisation illustrés sur les figures 1 à 4, pour maintenir en position les secteurs d'anneau 10, et donc l'anneau de turbine 1, avec la structure de support d'anneau 3, l'ensemble d'anneau comprend deux premiers pions 119 coopérant avec la patte d'accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, et deux seconds pions 120 coopérant avec la patte d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36.In the first and second embodiments illustrated on the figures 1 to 4 , to hold in position the ring sectors 10, and therefore the turbine ring 1, with the ring support structure 3, the ring assembly comprises two first pins 119 cooperating with the upstream hooking tab 14 and the first annular flange 33, and two second pins 120 cooperating with the downstream hooking tab 16 and the second annular radial flange 36.

Dans ces deux modes de réalisation illustrés respectivement sur les figures 1 à 3 et sur la figure 4, pour chaque secteur d'anneau 10 correspondant, la seconde portion 334 du premier flasque annulaire 33 comprend deux orifices 3340 de réception des deux premiers pions 119, et la troisième portion 365 de la bride radiale annulaire 36 comprend deux orifices 3650 configurés pour recevoir les deux seconds pions 120.In these two embodiments illustrated respectively on the figures 1 to 3 and on the Figure 4 , for each corresponding ring sector 10, the second portion 334 of the first annular flange 33 comprises two orifices 3340 for receiving the first two pins 119, and the third portion 365 of the annular radial flange 36 comprises two orifices 3650 configured to receive the two second pawns 120.

Pour chaque secteur d'anneau 10, chacune des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 comprend une première extrémité, 141 et 161, solidaire de la face externe 12b de la base annulaire 12 et une seconde extrémité, 142 et 162, libre. La seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 comprend deux premières oreilles 17 comportant chacune un orifice 170 configuré pour recevoir un premier pion 119. De manière similaire, la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16 comprend deux secondes oreilles 18 comportant chacune un orifice 180 configuré pour recevoir un second pion 120. Les premières et secondes oreilles 17 et 18 s'étendent en saillie dans la direction radiale DR de l'anneau de turbine 1 respectivement de la seconde extrémité 142 de la patte d'accrochage radiale amont 14 et de la seconde extrémité 162 de la patte d'accrochage radiale aval 16.For each ring sector 10, each of the upstream and downstream radial attachment tabs 14 and 16 comprises a first end, 141 and 161, secured to the external face 12b of the annular base 12 and a second end, 142 and 162, free. The second end 142 of the tab radial upstream attachment tab 14 comprises two first lugs 17 each comprising an orifice 170 configured to receive a first pin 119. Similarly, the second end 162 of the radial downstream attachment lug 16 comprises two second lugs 18 each comprising an orifice 180 configured to receive a second pin 120. The first and second ears 17 and 18 extend projecting in the radial direction D R from the turbine ring 1 respectively from the second end 142 of the upstream radial attachment tab 14 and the second end 162 of the downstream radial hooking tab 16.

Les orifices 170 et 180 peuvent être circulaires ou oblongs. De préférence l'ensemble des orifices 170 et 180 comprend une portion d'orifices circulaires et une portion d'orifices oblongs. Les orifices circulaires permettent d'indexer tangentiellement les anneaux et d'empêcher qu'ils puissent se déplacer tangentiellement (notamment en cas de touche par l'aube). Les orifices oblongs permettent d'accommoder les dilatations différentielles entre le CMC et le métal. Le CMC a un coefficient de dilatation très inférieur à celui du métal. A chaud, les longueurs dans le sens tangentiel du secteur d'anneau et de la portion de carter en vis-à-vis vont donc être différentes. Si il n'y avait que des orifices circulaires, le carter métallique imposerait ses déplacements à l'anneau en CMC, ce qui serait source de contraintes mécaniques très élevées dans le secteur d'anneau. Avoir des trous oblongs dans l'ensemble d'anneau permet au pion de coulisser dans ce trou et d'éviter le phénomène de sur-contrainte mentionné ci-dessus. Dès lors, deux schémas de perçages peuvent être imaginés : un premier schéma de perçage, pour un cas à trois oreilles, comprendrait un orifice circulaire radial sur une bride radiale d'accrochage et deux orifices oblongs tangentiels sur l'autre bride radiale d'accrochage, et un deuxième schéma de perçage, pour un cas à au moins quatre oreilles, comprendrait un orifice circulaire et un orifice oblong par bride radiale d'accrochage en vis-à-vis à chaque fois. D'autres cas annexes peuvent être envisagés également.The orifices 170 and 180 can be circular or oblong. Preferably all of the orifices 170 and 180 comprise a portion of circular orifices and a portion of oblong orifices. The circular orifices make it possible to tangentially index the rings and prevent them from moving tangentially (particularly in the event of contact with the blade). The oblong holes accommodate differential expansions between the CMC and the metal. CMC has a much lower expansion coefficient than metal. When hot, the lengths in the tangential direction of the ring sector and the facing portion of the casing will therefore be different. If there were only circular orifices, the metal casing would impose its movements on the CMC ring, which would be a source of very high mechanical stresses in the ring sector. Having elongated holes in the ring assembly allows the pin to slide into that hole and avoid the over-constraint phenomenon mentioned above. Therefore, two drilling schemes can be imagined: a first drilling scheme, for a case with three lugs, would include a radial circular orifice on a radial attachment flange and two oblong tangential orifices on the other radial attachment flange , and a second drilling diagram, for a case with at least four lugs, would include a circular orifice and an oblong orifice per radial attachment flange facing each other. Other ancillary cases can also be considered.

Pour chaque secteur d'anneau 10, les deux premières oreilles 17 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1. De même, pour chaque secteur d'anneau 10, les deux secondes oreilles 18 sont positionnées à deux positions angulaires différentes par rapport à l'axe de révolution de l'anneau de turbine 1.For each ring sector 10, the first two lugs 17 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 1. Likewise, for each ring sector 10, the two second ears 18 are positioned at two different angular positions relative to the axis of revolution of the turbine ring 1.

Dans le troisième et le quatrième modes de réalisation illustrés sur les figures 5 et 6, chaque secteur d'anneau ne comprend qu'un pion 119 coopérant avec la patte radiale d'accrochage amont 14 et avec la première bride radiale annulaire 32. Plus particulièrement, le pion 119 coopère avec l'orifice 170 de la première oreille 17 de la patte d'accrochage radial amont 14 correspondant pour le secteur d'anneau 10 et avec un orifice 3260 d'une oreille 326 en saillie radiale vers l'axe de révolution de l'anneau 1 et de la structure de support d'anneau 3.In the third and fourth embodiments illustrated on the figures 5 And 6 , each ring sector only comprises one pin 119 cooperating with the upstream radial attachment tab 14 and with the first annular radial flange 32. More particularly, the pin 119 cooperates with the orifice 170 of the first ear 17 of the upstream radial attachment tab 14 corresponding to the ring sector 10 and with an orifice 3260 of an ear 326 projecting radially towards the axis of revolution of the ring 1 and the ring support structure 3 .

Comme illustré sur la figure 7, dans le cinquième mode de réalisation, chaque secteur d'anneau 10 présente, selon un plan défini par les directions axiale DA et radiale DR une section sensiblement en forme de K comprenant une base annulaire 12 avec, suivant la direction radiale DR de l'anneau, une face interne 12a revêtue d'une couche 13 de matériau abradable formant une barrière thermique et environnementale et qui définit la veine d'écoulement de flux gazeux dans la turbine. Des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140, 160 sensiblement en forme de S s'étendent, suivant la direction radiale DR, à partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 sur toute la largeur de celle-ci et au-dessus des portions d'extrémité circonférentielles amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12.As illustrated on the figure 7 , in the fifth embodiment, each ring sector 10 has, according to a plane defined by the axial directions D A and radial directions D R, a substantially K-shaped section comprising an annular base 12 with, in the radial direction D R of the ring, an internal face 12a coated with a layer 13 of abradable material forming a thermal and environmental barrier and which defines the gas flow path in the turbine. Upstream and downstream radial hooking tabs 140, 160 substantially S-shaped extend, in the radial direction D R , from the external face 12b of the annular base 12 over the entire width thereof and at -above the upstream and downstream circumferential end portions 121 and 122 of the annular base 12.

Les pattes radiales d'accrochage 140 et 160 présentent une première extrémité, référencée respectivement 1410 et 1610, solidaire de la base annulaire 12 et une seconde extrémité libre, référencée respectivement 1420 et 1620. Les extrémités libres 1420 et 1620 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 140 et 160 s'étendent soit parallèlement au plan dans lequel s'étend la base annulaire 12 , c'est-à-dire dans selon un plan circulaire, soit de manière rectiligne alors que les pattes d'accrochage 140 et 160 s'étendent de manière annulaire. Dans cette seconde configuration où les extrémités sont rectilignes et les pattes d'accrochages annulaires, dans le cas d'une éventuelle bascule de l'anneau pendant le fonctionnement, les appuis surfaciques deviennent alors des appuis linéiques ce qui offre une étanchéité plus importante que dans le cas d'appuis ponctuels. La seconde extrémité 1620 de la patte radiale d'accrochage aval 160 est maintenue entre une portion 3610 de la seconde bride radiale annulaire 36 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 361 de la seconde bride radiale annulaire 36 dans le sens opposé au sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée, c'est-à-dire la vis opposée à la tête de vis. La seconde extrémité 1410 de la patte radiale d'accrochage amont 140 est maintenue entre une portion 3310 du premier flasque annulaire 33 s'étendant en saillie dans la direction axiale DA depuis la première extrémité 331 du premier flasque annulaire 33 dans le sens du flux F et l'extrémité libre de la vis 38 associée.The radial attachment tabs 140 and 160 have a first end, referenced respectively 1410 and 1610, secured to the annular base 12 and a second free end, referenced respectively 1420 and 1620. The free ends 1420 and 1620 of the radial attachment tabs upstream and downstream 140 and 160 extend either parallel to the plane in which the annular base 12 extends, that is to say in a circular plane, or in a rectilinear manner while the hooking tabs 140 and 160 extend in an annular manner. In this second configuration where the ends are rectilinear and the annular hooking lugs, in the case of a possible tilting of the ring during operation, the surface supports then become linear supports which offers greater sealing than in the case of occasional supports. The second end 1620 of the downstream radial hooking tab 160 is held between a portion 3610 of the second annular radial flange 36 extending projecting in the axial direction D A from the first end 361 of the second annular radial flange 36 in the direction opposite to the direction of flow F and the free end of the associated screw 38, it i.e. the screw opposite the screw head. The second end 1410 of the upstream radial attachment tab 140 is held between a portion 3310 of the first annular flange 33 extending projecting in the axial direction D A from the first end 331 of the first annular flange 33 in the direction of flow F and the free end of the associated screw 38.

Dans le sixième mode de réalisation illustré sur la figure 8, le secteur d'anneau 10 comprend une patte axiale d'accrochage 17' s'étendant entre les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16. La patte axiale d'accrochage 17' s'étend plus précisément, dans la direction axiale DA, entre la seconde extrémité 142 de la patte radiale d'accrochage amont 14 et la seconde extrémité 162 de la patte radiale d'accrochage aval 16.In the sixth embodiment illustrated on the figure 8 , the ring sector 10 comprises an axial hooking tab 17' extending between the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16. The axial hooking tab 17' extends more precisely, in the direction axial D A , between the second end 142 of the upstream radial attachment tab 14 and the second end 162 of the downstream radial attachment tab 16.

La patte axiale d'accrochage 17' comprend une extrémité amont 171' et une extrémité 172' séparées par une partie centrale 170'. Les extrémités amont et aval 171' et 172' de la patte d'accrochage axiale 17' s'étendent en saillie, dans la direction radiale DR, de la seconde extrémité 142, 162 de la patte radiale d'accrochage 14, 16 à laquelle elles sont couplées, de manière à avoir une partie centrale 170' de patte axiale d'accrochage 17' surélevée par rapport aux secondes extrémités 142 et 162 des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16.The axial hooking tab 17' comprises an upstream end 171' and an end 172' separated by a central part 170'. The upstream and downstream ends 171' and 172' of the axial hooking tab 17' extend projecting, in the radial direction D R , from the second end 142, 162 of the radial hooking tab 14, 16 to which they are coupled, so as to have a central part 170' of axial hooking tab 17' raised relative to the second ends 142 and 162 of the upstream and downstream radial hooking tabs 14 and 16.

Pour chaque secteur d'anneau 10, l'ensemble d'anneau de turbine comprend une vis 19 et une pièce de fixation 20. La pièce de fixation 20 est fixée sur la patte axiale d'accrochage 17'.For each ring sector 10, the turbine ring assembly comprises a screw 19 and a fixing part 20. The fixing part 20 is fixed on the axial hooking tab 17'.

La pièce de fixation 20 comprend en outre un orifice 21 doté d'un taraudage coopérant avec un filetage de la vis 19 pour fixer la pièce de fixation 20 à la vis 19. La vis 19 comprend une tête de vis 190 dont le diamètre est supérieur au diamètre d'un orifice 39 réalisé dans la virole centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3 au travers duquel la vis 19 est insérée avant d'être vissée à la pièce de fixation 20.The fixing part 20 further comprises an orifice 21 provided with a thread cooperating with a thread of the screw 19 to fix the fixing part 20 to the screw 19. The screw 19 comprises a screw head 190 whose diameter is greater to the diameter of an orifice 39 made in the central ferrule 31 of the support structure of the ring 3 through which the screw 19 is inserted before being screwed to the fixing part 20.

La solidarisation radiale du secteur d'anneau 10 avec la structure de support d'anneau 3 est réalisée à l'aide de la vis 19, dont la tête 190 est en appui sur la couronne centrale 31 de la structure de support de l'anneau 3, et de la pièce de fixation 20 vissée à la vis 19 et fixée à la patte axiale d'accrochage 17' du secteur d'anneau 10, la tête de vis 190 et la pièce de fixation 20 exerçant des forces de sens opposés pour maintenir ensemble l'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3.The radial connection of the ring sector 10 with the ring support structure 3 is carried out using the screw 19, the head 190 of which bears on the central crown 31 of the structure of support of the ring 3, and of the fixing part 20 screwed to the screw 19 and fixed to the axial hooking tab 17' of the ring sector 10, the screw head 190 and the fixing part 20 exerting forces in opposite directions to hold the ring 1 and the ring support structure 3 together.

Dans une variante, le maintien radial de l'anneau vers le bas peut être assuré à l'aide de quatre pions radiaux plaqués sur la patte axial d'accrochage 17', et le maintien radial vers le haut de l'anneau peut être assuré par une tête pioche, solidaire de la vis 19, placée sous l'anneau dans la cavité entre la patte axiale d'accrochage 17' et la face externe 12b de la base annulaire.In a variant, the radial holding of the ring downwards can be ensured using four radial pins placed on the axial hooking tab 17', and the radial holding of the ring upwards can be ensured by a pick head, secured to the screw 19, placed under the ring in the cavity between the axial hooking tab 17' and the external face 12b of the annular base.

Dans chacun des modes de réalisation de l'invention illustrés sur les figures 1 à 8, chaque secteur d'anneau 10 comprend en outre des surfaces d'appuis rectilignes 110 montées sur les faces des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 en contact respectivement avec le premier flasque annulaire 33 et la seconde bride radiale annulaire 36, c'est-à-dire sur la face amont 14a de la patte radiale d'accrochage amont 14 et sur la face aval 16b de la patte radiale d'accrochage aval 16. Dans une variante, les appuis rectilignes pourraient être montés sur le premier flasque annulaire 33 et sur la seconde bride radiale annulaire aval 36.In each of the embodiments of the invention illustrated on the figures 1 to 8 , each ring sector 10 further comprises rectilinear bearing surfaces 110 mounted on the faces of the upstream and downstream radial attachment lugs 14 and 16 in contact respectively with the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36, that is to say on the upstream face 14a of the upstream radial hooking tab 14 and on the downstream face 16b of the downstream radial hooking tab 16. In a variant, the rectilinear supports could be mounted on the first annular flange 33 and on the second downstream annular radial flange 36.

Les appuis rectilignes 110 permettent d'avoir des zones d'étanchéités maîtrisées. En effet, les surfaces d'appui 110 entre la patte radiale d'accrochage amont 14 et le premier flasque annulaire 33, d'une part, et entre la patte radiale d'accrochage aval 16 et la seconde bride radiale annulaire 36 sont compris dans un même plan rectiligne.The rectilinear supports 110 make it possible to have controlled sealing zones. Indeed, the bearing surfaces 110 between the upstream radial attachment tab 14 and the first annular flange 33, on the one hand, and between the downstream radial attachment tab 16 and the second annular radial flange 36 are included in the same rectilinear plane.

Plus précisément, avoir des appuis sur des plans radiaux permet de s'affranchir des effets de décambrage dans l'anneau de turbine 1.More precisely, having supports on radial planes makes it possible to overcome the effects of decambering in the turbine ring 1.

On décrit maintenant un procédé de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant à celui représenté sur la figure 1, c'est-à-dire selon le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 3, ne faisant pas parti de l'invention.We now describe a method of producing a turbine ring assembly corresponding to that shown in the figure 1 , that is to say according to the first embodiment illustrated on the figures 1 to 3 , not being part of the invention.

Chaque secteur d'anneau 10 décrit ci-avant est réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.Each ring sector 10 described above is made of ceramic matrix composite material (CMC) by formation of a fibrous preform having a shape close to that of the ring sector and densification of the ring sector by a ceramic matrix .

Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "Hi-NicalonS", ou des fils en fibres de carbone.To produce the fibrous preform, ceramic fiber yarns can be used, for example SiC fiber yarns such as those marketed by the Japanese company Nippon Carbon under the name "Hi-NicalonS", or carbon fiber yarns.

La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes d'accrochage 14 et 16 des secteurs 10.The fibrous preform is advantageously produced by three-dimensional weaving, or multilayer weaving with the provision of unbinding zones making it possible to separate the parts of preforms corresponding to the hooking lugs 14 and 16 of sectors 10.

Le tissage peut être de type interlock, comme illustré. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755 .The weave can be interlock type, as shown. Other three-dimensional or multi-layer weaves can be used, such as multi-canvas or multi-satin weaves. We can refer to the document WO 2006/136755 .

Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Dans une variante, la préforme textile peut être un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour être manipulée, avant de faire remonter du silicium liquide par capillarité dans le textile pour faire la densification (« Melt Infiltration »).After weaving, the blank can be shaped to obtain a ring sector preform which is consolidated and densified by a ceramic matrix, the densification being able to be carried out in particular by chemical infiltration in the gas phase (CVI) which is well known in self. In a variant, the textile preform can be hardened a little by CVI so that it is sufficiently rigid to be handled, before bringing liquid silicon up by capillary action into the textile to carry out densification (“Melt Infiltration”).

Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572 .A detailed example of manufacturing CMC ring sectors is described in particular in the document US 2012/0027572 .

La structure de support d'anneau 3 est quant à elle réalisée en un matériau métallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou inconel 718® ou encore C263®.The ring support structure 3 is made of a metallic material such as a Waspaloy ® or Inconel 718 ® or even C263 ® alloy.

La réalisation de l'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3.The production of the turbine ring assembly continues by mounting the ring sectors 10 on the ring support structure 3.

Pour cela, les secteurs d'anneau 10 sont assemblés ensemble sur un outil annulaire de type « araignée » comportant, par exemple, des ventouses configurées pour maintenir chacune un secteur d'anneau 10.For this, the ring sectors 10 are assembled together on a “spider” type annular tool comprising, for example, suction cups configured to each hold a ring sector 10.

Puis les deux seconds pions 120 sont insérés dans les deux orifices 3650 prévus dans la troisième partie 365 de la seconde bride radiale annulaire 36 de la structure de support d'anneau 3.Then the two second pins 120 are inserted into the two orifices 3650 provided in the third part 365 of the second annular radial flange 36 of the ring support structure 3.

L'anneau 1 est ensuite monté sur la structure de support d'anneau 3 en insérant chaque second pion 120 dans chacun des orifices 180 des secondes oreilles 18 des brides radiales d'accrochage aval 16 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.The ring 1 is then mounted on the ring support structure 3 by inserting each second pin 120 into each of the orifices 180 of the second lugs 18 of the downstream radial attachment flanges 16 of each ring sector 10 composing the ring 1.

On place ensuite tous les premiers pions 119 dans les orifices 170 prévus dans les première oreilles 17 de la patte radiale d'accrochage 14 de l'anneau 1.We then place all the first pins 119 in the orifices 170 provided in the first lugs 17 of the radial hooking lug 14 of the ring 1.

Puis on vient fixer le premier flasque annulaire 33 et le second flasque annulaire 34 à la structure de support d'anneau 3 et à l'anneau 1. Les premier et second flasques annulaires 33 et 34 sont fixés par frettage à la structure de support d'anneau 3. L'effort DHP exercé dans le sens du flux F renforce cette fixation pendant le fonctionnement du moteur.Then we fix the first annular flange 33 and the second annular flange 34 to the ring support structure 3 and to the ring 1. The first and second annular flanges 33 and 34 are fixed by shrinking to the support structure d ring 3. The DHP force exerted in the direction of flow F reinforces this attachment during engine operation.

Pour maintenir l'anneau 1 en position radialement, le premier flasque annulaire 33 est fixé à l'anneau en insérant chaque premier pion 119 dans chacun des orifices 170 des premières oreilles 17 des pattes radiales d'accrochage amont 14 de chaque secteur d'anneau 10 composant l'anneau 1.To hold the ring 1 in position radially, the first annular flange 33 is fixed to the ring by inserting each first pin 119 into each of the orifices 170 of the first lugs 17 of the upstream radial attachment lugs 14 of each ring sector 10 making up ring 1.

L'anneau 1 est ainsi maintenu en position axialement à l'aide du premier flasque annulaire 33 et de la seconde bride radiale annulaire 36 en appui respectivement en amont et en aval sur les surfaces d'appuis 110 rectilignes des pattes radiales d'accrochages respectivement amont 14 et aval 16. Lors de l'installation du premier flasque annulaire 33, une précontrainte axiale peut être appliquée sur le premier flasque annulaire 33 et sur la patte radiale d'accrochage amont 14 pour pallier l'effet de dilatation différentielle entre le matériau CMC de l'anneau 1 et le métal de la structure de support d'anneau 3. Le premier flasque annulaire 33 est maintenu en contrainte axiale par des éléments mécaniques placés en amont comme cela est illustré en pointillés sur la figure 3.The ring 1 is thus held in position axially using the first annular flange 33 and the second annular radial flange 36 bearing respectively upstream and downstream on the rectilinear bearing surfaces 110 of the radial attachment tabs respectively upstream 14 and downstream 16. When installing the first annular flange 33, an axial prestress can be applied to the first annular flange 33 and to the upstream radial attachment tab 14 to compensate for the effect of differential expansion between the material CMC of the ring 1 and the metal of the ring support structure 3. The first annular flange 33 is held in axial stress by mechanical elements placed upstream as is illustrated in dotted lines on the Figure 3 .

L'anneau 1 est maintenu en position radialement à l'aide des premiers et seconds pions 119 et 120 coopérant avec les premières et secondes oreilles 17 et 18 et les orifices 3340 et 3650 du premier flasque annulaire 33 et de la bride radiale annulaire 36.The ring 1 is held in position radially using the first and second pins 119 and 120 cooperating with the first and second lugs 17 and 18 and the orifices 3340 and 3650 of the first annular flange 33 and the annular radial flange 36.

L'invention fournit ainsi un ensemble d'anneau de turbine permettant le maintien de chaque secteur d'anneau d'une façon déterministe tout en permettant, d'une part, au secteur d'anneau, et par extension à l'anneau, de se déformer sous les effets des montées en température et des variations de pression, et ce notamment indépendamment des pièces métalliques en interface, et, d'autre part, tout en améliorant l'étanchéité entre le secteur hors veine et le secteur veine et en simplifiant les manipulations et en réduisant leur nombre pour le montage de l'ensemble d'anneau.The invention thus provides a turbine ring assembly allowing the maintenance of each ring sector in a deterministic manner while allowing, on the one hand, the ring sector, and by extension the ring, to deform under the effects of temperature rises and pressure variations, particularly independently of the metal parts at the interface, and, on the other hand, while improving the seal between the non-vein sector and the vein sector and by simplifying manipulations and reducing their number for mounting the ring assembly.

En outre, l'invention fournit un ensemble d'anneau de turbine comprenant un flasque annulaire amont dédié à la reprise de l'effort DHP et ainsi d'induire des faibles niveaux d'efforts dans l'anneau CMC, une butée de contact entre le flasque annulaire dédié à la reprise de l'effort DHP et le flasque annulaire utilisé pour maintenir l'anneau, la butée permettant d'assurer le non-contact des parties basses des deux flasques lors du basculement du flasque amont. L'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention permet également de maîtriser la rigidité au niveau des contacts axiaux amont et aval entre l'anneau CMC et le carter métallique. De ce fait l'étanchéité est assurée en toute circonstance, sans induire des efforts axiaux trop élevés sur l'anneau.Furthermore, the invention provides a turbine ring assembly comprising an upstream annular flange dedicated to absorbing the DHP force and thus inducing low levels of forces in the CMC ring, a contact stop between the annular flange dedicated to absorbing the DHP force and the annular flange used to hold the ring, the stop ensuring non-contact of the lower parts of the two flanges when the upstream flange tilts. The turbine ring assembly according to the invention also makes it possible to control the rigidity at the level of the upstream and downstream axial contacts between the CMC ring and the metal casing. As a result, sealing is ensured in all circumstances, without inducing excessively high axial forces on the ring.

Claims (8)

  1. A turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors (10) forming a turbine ring (1) and a ring support structure (3), each ring sector (10) having, along a section plane defined by an axial direction (DA) and a radial direction (DR) of the turbine ring (1), a portion forming an annular base (12) with, in the radial direction (DR) of the turbine ring (1), an inner face (12a) defining the inner face of the turbine ring (1) and an outer face (12b) from which a first and a second attachment tabs (14, 16) protrude, the ring support structure (3) including a central shroud (31) from which a first and a second radial clamps (32, 36) protrude between which the first and second attachment tabs (14, 16) of each ring sector (10) are maintained,
    characterized in that it comprises a first annular flange (33) and a second annular flange (34) disposed upstream of the first annular flange (33) with respect to the direction of an air flow (F) intended to pass through the turbine ring assembly (1), the first and second annular flanges (33, 34) having respectively a first free end (331, 341) and a second end (332, 342) opposite to the first end, the first end (331) of the first flange (33) bearing against the first attachment tab (14), the first end (341) of the second annular flange (34) being distant from the first end (331) of the first annular flange (33) in the axial direction (DA), the second ends (332, 342) of the first and second annular flanges (33, 34) being removably fastened to the first radial clamp (32) of the central shroud (31) of the ring support structure (3), and the second end of the first flange (33) and the second end (342) of the second flange (34) being separated by a contact abutment (330, 340),
    the first flange (33) having a thickness in the axial direction (DA) smaller than the thickness in the axial direction (DA) of the second flange (34)
    the second radial clamp (36) of the ring support structure (3) has a first free end (361) and a second end (362) secured to the central shroud (31) of the ring support structure (3), the first end (361) of the second radial clamp (36) being in contact with the second attachment tab (16) of the turbine ring (1) and having a thickness in the axial direction (DA) greater than the thickness of the first end (331) of the first annular flange (33).
  2. The assembly according to claim 1, wherein the first annular flange (33) comprises the contact abutment (330).
  3. The assembly according to claim 1, wherein the second annular flange (34) comprises the contact abutment (340).
  4. The assembly according to any of claims 1 to 3, wherein the central shroud (31) of the ring support structure (3) has a variable radius in the axial direction (DA), the radius of the central shroud (31) decreasing along the direction of the air flow (F) intended to pass through the turbine ring assembly (1), that is to say in the direction from the first radial clamp (32) to the second radial clamp (36).
  5. The assembly according to any of claims 1 to 4, wherein the ring sector has a π -section along the section plane defined by the axial direction (DA) and the radial direction (DR), and the assembly comprises, for each ring sector (10), at least three pins (119, 120) to radially hold the ring sector (10) in position, the first and second attachment tabs (14, 16) of each ring sector (10) each comprising a first end (141, 161) secured to the outer face (12b) of the annular base (12), a second free end (142, 162), at least three lugs (17, 18) for receiving said at least three pins (119, 120), at least two lugs (17) protruding from the second end (142, 162) of one of the first or second attachment tabs (14, 16) in the radial direction (DR) of the turbine ring (1) and at least one lug (18) protruding from the second end (162, 142) of the other attachment tab (16, 14) in the radial direction (DR) of the turbine ring (1), each receiving lug (17, 18) including an orifice (170, 180) for receiving one of the pins (119, 120).
  6. The assembly according to any of claims 1 to 4, wherein the ring sector has a K-section along the section plane defined by the axial direction (DA) and the radial direction (DR), the first and second attachment tabs (14, 16) having an S-shape
  7. The assembly according to any of claims 1 to 4, wherein the ring sector has an O-shaped section along the section plane defined by the axial direction (DA) and the radial direction (DR), the first and second attachment tabs (14, 16) each having a first end (141, 161) secured to the outer face (12b) and a second free end (142, 162), and each ring sector (10) comprising a third and a fourth attachment tabs (17') each extending, in the axial direction (DA) of the turbine ring (1), between a second end (142) of the first attachment tab (14) and a second end (162) of the second attachment tab (16), each ring sector (10) being fastened to the ring support structure (3) by a fastening screw (19) including a screw head (190) bearing against the ring support structure (3) and a thread cooperating with a tapping formed in a fastening plate (20), the fastening plate (20) cooperating with the third and fourth attachment tabs (17').
  8. A turbomachine comprising a turbine ring assembly (1) according to any one of claims 1 to 7.
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