FR3033825A1 - Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (1) en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique destiné à être monté sur une structure de support d'anneau (3), la structure de support d'anneau comprenant deux pattes (32, 34) s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux, chaque secteur d'anneau ayant une première partie formant base annulaire (12) avec une face radialement interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes (14, 16), les secteurs d'anneau ayant une section sensiblement en forme de π. Les pattes de chaque secteur d'anneau sont aptes à enserrer axialement les pattes de la structure de support d'anneau, et à être maintenues à celles-ci par l'intermédiaire de pions (40) traversant de part en part des trous (14a, 14b, 14c, 16b) pratiqués dans les pattes de chaque secteur d'anneau et venant se loger dans les pattes de la structure de support d'anneau, les trous des pattes de chaque secteur d'anneau ayant une taille supérieure au diamètre des pions de manière à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau.

Description

3 3 8 2 5 1 Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine pour une turbomachine, cet ensemble comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique (CMC) et une structure de support d'anneau. Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbines à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple aux turbines 10 industrielles. Dans les moteurs aéronautiques à turbine à gaz, l'amélioration du rendement et la réduction des émissions polluantes conduisent à réduire la masse des pièces constituant le moteur et à le faire fonctionner à des températures toujours plus élevées.
15 Les matériaux céramiques à matrice composite (CMC), connus pour leurs bonnes propriétés mécaniques qui les rendent aptes à constituer des éléments de structures et pour conserver ces propriétés à températures élevées, constituent une alternative viable aux traditionnelles pièces métalliques.
20 L'utilisation de pièces en CMC dans les parties chaudes de tels moteurs a déjà été envisagée pour les raisons précitées. En particulier, on connaît du document WO 2010/103213 un ensemble d'anneau de turbine pour une turbomachine, comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en une seule pièce en CMC, chaque secteur 25 d'anneau ayant une première partie formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes dont les extrémités sont engagées dans des logements de la structure du support d'anneau, les secteurs d'anneau possédant une section 30 sensiblement en forme de Tt et les extrémités des pattes sont maintenues sans jeu radial par la structure de support d'anneau. Dans ce document, la structure de support d'anneau est métallique et se trouve proche de la veine d'écoulement des gaz chauds de sorte qu'elle subit une augmentation notable de sa température. Les 35 structures métalliques sont donc susceptibles d'être endommagées par la température élevée des gaz de la veine.
3 0 3 3 82 5 2 De plus, les secteurs d'anneau en CMC ont une contrainte admissible très faible, une raideur élevée, et se dilatent beaucoup moins que la structure de support d'anneau métallique. Par conséquent, comme les secteurs d'anneau sont maintenus sans jeu radial dans le document précité, ils se trouvent fragilisés dès lors qu'ils sont soumis à de très fortes températures à cause des contraintes mécaniques imposées par la différence de dilatation avec la structure de support d'anneau. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un ensemble d'anneau de turbine qui compense la dilatation différentielle entre les secteurs d'anneau en CMC et la structure de support d'anneau en métal, en protégeant la structure de support d'anneau des gaz chauds de la veine et en réduisant les contraintes imposées sur les secteurs d'anneau à haute température. Ce but est atteint grâce à un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique destiné à être monté sur une structure de support d'anneau, la structure de support d'anneau comprenant deux pattes s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux, chaque secteur d'anneau ayant une première partie formant base annulaire avec une face radialement interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes, les secteurs d'anneau ayant une section sensiblement en forme de TC. Conformément à l'invention les pattes de chaque secteur d'anneau sont aptes à enserrer axialement les pattes de la structure de support d'anneau, et à être maintenues à celles-ci par l'intermédiaire de pions traversant de part en part des trous pratiqués dans les pattes de chaque secteur d'anneau et venant se loger dans les pattes de la structure de support d'anneau, les trous des pattes de chaque secteur d'anneau ayant une taille supérieure au diamètre des pions de manière à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. La présence d'un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau assure une compensation de la dilatation différentielle existant entre CMC et métal. Plus précisément, le métal se dilatant plus 3 0 3 3 82 5 3 que le CMC, les trous formés dans les pattes de chaque secteur d'anneau étant de dimensions plus importantes que les pions, ils permettent de compenser cette dilatation et de s'assurer que les secteurs d'anneau en CMC sont maintenus efficacement sans être trop fortement contraints à 5 haute température. En outre, la dilatation différentielle devient avantageuse car elle assure l'étanchéité entre chaque secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. En effet, les pattes métalliques de la structure de support d'anneau vont se dilater axialement (c'est-à-dire dans la direction 10 d'écoulement du flux gazeux dans la turbomachine) et exercer une légère pression sur les pattes de chaque secteur d'anneau qui les enserrent, assurant ainsi cette étanchéité. Aussi, la structure de support d'anneau étant enserrée avec étanchéité par les pattes de chaque secteur d'anneau en CMC, elle se 15 trouve protégée des gaz chauds de la veine puisque le CMC est résistant à la chaleur et forme une barrière thermique. Cette disposition permet de réduire le refroidissement de la structure de support d'anneau et ainsi de réduire la consommation du moteur due au prélèvement d'air nécessaire pour effectuer ce refroidissement.
20 De préférence, au moins une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong s'étendant dans une direction circonférentielle de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. La présence de ces trous oblongs s'étendant dans une direction 25 circonférentielle permet avantageusement de compenser la dilatation de la structure de support d'anneau dans la direction circonférentielle. De préférence encore, au moins une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong s'étendant dans une direction radiale de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure 30 de support d'anneau. De la même manière que précédemment, les trous oblongs s'étendant dans une direction radiale permettent de compenser la dilatation de la structure de support d'anneau dans la direction radiale. En outre, dans le cas où un jeu radial subsisterait à chaud entre la structure 35 de support d'anneau et les secteurs d'anneau, la différence de pression 3033825 4 entre la face externe et la face interne des secteurs d'anneau les maintient plaqués contre la veine d'écoulement. Selon un premier mode de réalisation de l'invention, les pattes de chaque secteur d'anneau comportent chacune au moins un trou oblong 5 s'étendant dans une direction radiale et au moins deux trous oblongs s'étendant dans une direction circonférentielle de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. La dilatation de la structure de support d'anneau est ainsi compensée dans les deux directions de contraintes (radiale et circonférentielle), ce qui 10 limite avantageusement la fragilité de chaque secteur d'anneau et permet un maintien plus efficace de ceux-ci. Selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins deux trous oblongs s'étendant dans une direction circonférentielle, et l'autre patte de chaque 15 secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong s'étendant dans une direction radiale de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. De préférence, chaque pion dispose d'une tête à une extrémité opposée à celle logée dans la patte de la structure de support d'anneau.
20 La présence de ces têtes sur les pions permet de faciliter le montage et le démontage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau. De préférence encore, les pions sont logés dans des trous non débouchant formés dans la structure de support d'anneau. Ainsi, les pions sont maintenus axialement grâce à la butée formée par les trous non 25 débouchant dans la structure de support d'anneau ce qui assure un maintien efficace des secteurs d'anneau, tout en évitant de former un passage pour les gaz chauds de la veine vers l'intérieur de la structure de support d'anneau. La face interne de chaque secteur d'anneau peut être 30 recouverte d'un revêtement abradable. Les pions sont préférentiellement en métal. De la sorte, ils pourront se loger dans la structure de support d'anneau sans jeu significatif et pouvoir se dilater de la même manière que la structure de support d'anneau, tout en assurant le maintien des secteurs d'anneau en 35 CMC.
3 0 3 3 8 2 5 5 L'invention vise aussi une turbomachine comprenant un ensemble de secteurs d'anneau tel que celui décrit précédemment. Brève description des dessins 5 D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue en perspective et schématique d'un 10 secteur d'anneau de turbine monté sur une structure de support d'anneau selon un premier mode de réalisation de l'invention, - la figure 2 est une vue selon la direction II du secteur d'anneau de la figure 1, et - les figures 3A et 3B sont des vues respectivement depuis 15 l'amont et depuis l'aval d'un secteur d'anneau de turbine monté sur une structure de support d'anneau selon un second mode de réalisation de l'invention. Description détaillée de l'invention 20 La figure 1 montre un secteur d'anneau de turbine 1 en CMC et une structure de support d'anneau 3 métallique selon un premier mode de réalisation de l'invention. De façon connue en soi, un ensemble de secteurs d'anneau 1 est assemblé de sorte à former un anneau de turbine qui entoure un ensemble de pales rotatives (non représentées).
25 Chaque secteur d'anneau 1 a une section sensiblement en forme de yt avec une base annulaire 12 dont la face interne est revêtue d'une couche 13 de matériau abradable et qui définit la veine d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Des pattes 14, 16 à section méridienne sensiblement rectiligne s'étendent à partir de la face externe 30 de la base annulaire 12 sur toute la longueur de celle-ci. Une pluralité de trous de perçage 20 est prévue dans la paroi externe de la structure de support d'anneau 3 de façon à permettre une communication fluidique en direction de l'enceinte annulaire formée par la paroi interne de la structure de support d'anneau 3, la paroi externe de la 35 base annulaire 12, et les parois 32b, 34b des pattes 32, 34, afin de 303 3 8 2 5 6 refroidir la base annulaire 12 au moyen d'air prélevé par exemple en amont de la chambre de combustion de la turbomachine. De façon connue en soi, chaque secteur d'anneau 1 est réalisé en CMC, par exemple, par formation d'une préforme fibreuse ayant une 5 forme voisine de celle du secteur d'anneau, et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique. Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser par exemple des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC. La préforme fibreuse est réalisée par exemple par tissage 10 tridimensionnel, ou tissage multicouche avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 14, 16 de la partie de préforme correspondant à la base 12. Un tel procédé de fabrication d'un secteur d'anneau en CMC est décrit plus précisément dans le document WO 2010/103213.
15 La patte amont 14 (l'amont et l'aval étant définis en fonction du sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine) est percée d'un trou oblong 14b centré débouchant s'étendant dans une direction sensiblement radiale et de deux trous oblongs 14a, 14c débouchant s'étendant dans une direction sensiblement circonférentielle de part et d'autre du trou 14b, de 20 sorte que le trou 14c soit l'image du trou 14a par une symétrie axiale d'axe I radial (figure 2) passant par le trou 14b. La patte 16 comporte, de manière identique à la patte 14, deux trous oblongs débouchant s'étendant dans une direction sensiblement circonférentielle (non visibles sur les figures) et un trou oblong 16b 25 s'étendant dans une direction sensiblement radiale. Un chanfrein 18 peut être usiné sur le côté amont de l'extrémité de la patte aval 34 de chaque secteur d'anneau 1 pour faciliter l'assemblage des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau 3.
30 La structure de support d'anneau 3 qui est solidaire du carter de la turbine comprend deux pattes 32, 34 s'étendant vers l'intérieur de la veine d'écoulement du flux gazeux. La patte amont 32 de la structure de support d'anneau 3 possède une face amont 32a qui est en contact avec un ressaut 31 à 35 l'extrémité de la patte amont 14 du secteur d'anneau 1. La face 32b aval de la patte amont 32 de la structure de support d'anneau 3 dispose d'un 3033825 7 ressaut 33 sur toute la circonférence de la structure de support d'anneau. Au niveau du ressaut 33, l'épaisseur de la patte amont est plus importante. De manière identique, la patte aval 34 de la structure de 5 support d'anneau 3 possède une face aval 34a qui est en contact avec un ressaut (non visible sur les figures) à l'extrémité de la patte aval 16 du secteur d'anneau 1. La face 34b amont de la patte aval 34 de la structure de support d'anneau 3 dispose d'un ressaut 35 sur toute la circonférence de la structure de support d'anneau. Au niveau du ressaut 35, l'épaisseur 10 de la patte aval est plus importante. Les ressauts 31 permettent de maîtriser précisément la zone de contact entre le secteur d'anneau 1 et la structure de support d'anneau 3, tout en assurant une bonne étanchéité entre ces deux éléments. Chaque patte 32, 34 de la structure de support d'anneau est 15 percée de trous non débouchant 36, 38, situés au niveau du ressaut 33, 35, et répartis uniformément sur la circonférence de la structure de support d'anneau de manière à se trouver en face des trous oblongs 14a, 14b, 14c, 16b des secteurs d'anneau une fois montés. Les pattes 32, 34 de la structure de support d'anneau sont 20 disposées de sorte que les pattes 14, 16 du secteur d'anneau 1 puissent les enserrer axialement sensiblement sans jeu axial. Des chanfreins sont usinés de chaque côté des extrémités des pattes 32, 34 de la structure de support d'anneau pour assurer un montage plus facile des secteurs d'anneau.
25 Des pions métalliques 40 traversant de part en part chaque trou débouchant 14a, 14b, 14c d'un secteur d'anneau assurent le maintien du secteur d'anneau 1 sur les pattes 32, 34 de la structure de support d'anneau 3. Les pions 40 ont un diamètre inférieur à celui des trous 14a, 14b, 14c de chaque secteur d'anneau et sensiblement identique aux trous 30 non débouchant 36, 38 de la structure de support d'anneau dans lesquels ils viennent se loger. De la sorte, il existe un jeu radial et circonférentiel entre les secteurs d'anneau et la structure de support d'anneau. Un second mode de réalisation de l'invention est illustré sur les figures 3A et 3B. Lorsque qu'elles ne sont pas décrites ci-après, les 35 caractéristiques du second mode de réalisation de l'invention doivent être considérées comme identiques au premier.
3 0 3 3 8 2 5 8 La patte amont 14' du secteur d'anneau est percée de deux trous oblongs débouchant 14'a, 14'c qui s'étendent dans une direction sensiblement circonférentielle, et la patte aval 16' du secteur d'anneau est percée d'un trou oblong débouchant 16'b centré qui s'étend dans une 5 direction sensiblement radiale. Les pattes 32', 34' de la structure de support d'anneau 3' sont percées de trous non débouchant 36' (figure 3A) au niveau du ressaut présent sur chacune d'elles, de sorte que les pattes du secteur d'anneau puissent être maintenues par le biais de pions métalliques 40' qui 10 traversent les trous 14'a, 14'c, 16'b et se logent dans les trous non débouchant de la structure de support d'anneau 3'. Comme dans le premier mode de réalisation de l'invention, les pions 40' ont un diamètre inférieur à la taille des trous débouchant pratiqués dans les pattes des secteurs d'anneau 1' et un diamètre 15 sensiblement égal à celui des trous non débouchant de la structure de support d'anneau 3', de façon à obtenir un jeu radial et circonférentiel entre chaque secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. Il est envisageable d'intervertir la position des trous oblongs entre la patte amont 14' et la patte aval 16' (et donc des trous non 20 débouchant 36' des pattes de la structure de support d'anneau 3'). Une tête peut être présente sur les pions 40, 40' à leur extrémité opposée à celle logée dans une patte de la structure de support d'anneau 3, 3' pour faciliter le montage et le démontage des secteurs d'anneau 1, 1'.
25 Les pions métalliques 40, 40' peuvent avoir des formes différentes de celle, cylindrique, illustrée sur les figures. En variante, les trous 33, 35 pratiqués dans les pattes de la structure de support d'anneau peuvent être débouchant et la tête éventuellement présente sur les pions assure ainsi leur maintien dans un 30 sens (amont ou aval). Afin d'assurer une étanchéité entre les secteurs d'anneau, des languettes d'étanchéité (non représentées) peuvent être insérées entre les secteurs d'anneau lors du montage de ceux-ci sur la structure de support d'anneau. 35

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (1, 1') en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique destiné à être monté sur une structure de support d'anneau (3, 3'), la structure de support d'anneau comprenant deux pattes (32, 34) s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux, chaque secteur d'anneau ayant une première partie formant base annulaire (12) avec une face radialement interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent deux parties formant pattes (14, 16, 14', 16') , les secteurs d'anneau ayant une section sensiblement en forme de caractérisé en ce que les pattes de chaque secteur d'anneau sont aptes à enserrer axialement les pattes de la structure de support d'anneau, et à être maintenues à celles-ci par l'intermédiaire de pions (40, 40') traversant de part en part des trous (14a, 14b, 14c, 16b, 14'a, 14'c, 16'b) pratiqués dans les pattes de chaque secteur d'anneau et venant se loger dans les pattes de la structure de support d'anneau, les trous des pattes de chaque secteur d'anneau ayant une taille supérieure au diamètre des pions de manière à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau.
  2. 2. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'au moins une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong (14a, 14c, 14'a, 14'c) s'étendant dans une direction circonférentielle de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau.
  3. 3. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au moins une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong (14b, 16b, 16'b) s'étendant dans une direction radiale de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau
  4. 4. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les pattes de chaque secteur 303 3 8 2 5 10 d'anneau comportent chacune au moins un trou oblong (14b, 16b) s'étendant dans une direction radiale et au moins deux trous oblongs (14a, 14c) s'étendant dans une direction circonférentielle de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support 5 d'anneau.
  5. 5. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'une patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins deux trous oblongs s'étendant dans une 10 direction circonférentielle (14'a, 14'c), et en ce que l'autre patte de chaque secteur d'anneau comporte au moins un trou oblong (16'b) s'étendant dans une direction radiale de sorte à former un jeu entre le secteur d'anneau et la structure de support d'anneau. 15
  6. 6. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que chaque pion (40, 40') dispose d'une tête à une extrémité opposée à celle logée dans la patte de la structure de support d'anneau. 20
  7. 7. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les pions sont logés dans des trous non débouchant (36, 38, 36') formés dans la structure de support d'anneau. 25
  8. 8. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que la face interne de chaque secteur d'anneau est recouverte d'un revêtement abradable (13).
  9. 9. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des 30 revendications 1 à 8, caractérisé en ce que les pions (40, 40') sont en métal.
  10. 10. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 9. 35
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3093344A1 (fr) * 2019-03-01 2020-09-04 Safran Ceramics Ensemble pour une turbine de turbomachine

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3055148B1 (fr) * 2016-08-19 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3055147B1 (fr) * 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3056637B1 (fr) * 2016-09-27 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid
FR3056632B1 (fr) * 2016-09-27 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR3068071B1 (fr) * 2017-06-26 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine
US10815810B2 (en) 2019-01-10 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation BOAS assemblies with axial support pins
US11215075B2 (en) 2019-11-19 2022-01-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with flange mounted ceramic matrix composite turbine shroud ring
US11220930B2 (en) 2019-12-03 2022-01-11 Rolls-Royce Corporation Assembly with pin-mounted ceramic matrix composite material components
US11066947B2 (en) 2019-12-18 2021-07-20 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement
US11143050B2 (en) * 2020-02-13 2021-10-12 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly with reduced pressure load arrangement
US11215064B2 (en) * 2020-03-13 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Compact pin attachment for CMC components
US11208911B2 (en) 2020-04-23 2021-12-28 Rolls-Royce Plc Turbine shroud ring segments with ceramic matrix composite components
US11215065B2 (en) 2020-04-24 2022-01-04 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite components having stress-reduced pin attachment
CN113882910A (zh) * 2020-07-03 2022-01-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法
US11220928B1 (en) 2020-08-24 2022-01-11 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite components and cooling features
CN112267917B (zh) * 2020-09-18 2022-09-23 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种纤维预制体以及陶瓷基复合材料涡轮外环
US11208896B1 (en) 2020-10-20 2021-12-28 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud having ceramic matrix composite component mounted with cooled pin
US11187099B1 (en) * 2020-10-20 2021-11-30 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with containment features
FR3115600B1 (fr) 2020-10-28 2023-03-17 Safran Ceram Dispositif de test pour mesurer une etancheite d’un anneau destine a s’etendre autour d’un rotor aubage d’une turbomachine d’aeronef et methode de test associee
US11255210B1 (en) 2020-10-28 2022-02-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate
FR3115601B1 (fr) 2020-10-28 2022-10-14 Safran Ceram Dispositif d’essai en cycle thermique, systeme de test pour mesurer une etancheite entre un secteur d’anneau et un support de fixation destines a s’etendre autour d’un rotor aubage d’une turbomachine d’aeronef et procedes associes
US11286812B1 (en) 2021-05-25 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment
US11629607B2 (en) 2021-05-25 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11346237B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment
US11761351B2 (en) 2021-05-25 2023-09-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments
US11346251B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11959389B2 (en) * 2021-06-11 2024-04-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segments with angular locating feature
US11499444B1 (en) 2021-06-18 2022-11-15 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with forward and aft pin shroud attachment
US11319828B1 (en) 2021-06-18 2022-05-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with separable pin attachment
US11441441B1 (en) 2021-06-18 2022-09-13 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with split pin mounted ceramic matrix composite blade track
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
US11732604B1 (en) 2022-12-01 2023-08-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages
US11885225B1 (en) 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100104426A1 (en) * 2006-07-25 2010-04-29 Siemens Power Generation, Inc. Turbine engine ring seal

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE756582A (fr) * 1969-10-02 1971-03-01 Gen Electric Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine
US6884026B2 (en) * 2002-09-30 2005-04-26 General Electric Company Turbine engine shroud assembly including axially floating shroud segment
US7494317B2 (en) * 2005-06-23 2009-02-24 Siemens Energy, Inc. Ring seal attachment system
RU2522264C2 (ru) 2009-03-09 2014-07-10 Снекма Сборка обоймы турбины
WO2014143311A1 (fr) * 2013-03-14 2014-09-18 Uskert Richard C Carénages de turbine
EP2971606A4 (fr) * 2013-03-15 2016-12-28 United Technologies Corp Boîtier composite renforce
US9587517B2 (en) * 2014-12-29 2017-03-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade track assembly with turbine tip clearance control
US9874104B2 (en) * 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
FR3033826B1 (fr) * 2015-03-16 2018-11-23 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
US9863265B2 (en) * 2015-04-15 2018-01-09 General Electric Company Shroud assembly and shroud for gas turbine engine
FR3036436B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
FR3036432B1 (fr) * 2015-05-22 2019-04-19 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR3036435B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine
FR3036433B1 (fr) * 2015-05-22 2019-09-13 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage
US10030541B2 (en) * 2015-07-01 2018-07-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with clamped flange attachment
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3045716B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien elastique a froid
FR3056632B1 (fr) * 2016-09-27 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
DE102017209420A1 (de) * 2017-06-02 2018-12-06 MTU Aero Engines AG Dichtungsanordnung mit angeschweißtem Dichtungsblech, Strömungsmaschine und Herstellungsverfahren
FR3068071B1 (fr) * 2017-06-26 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100104426A1 (en) * 2006-07-25 2010-04-29 Siemens Power Generation, Inc. Turbine engine ring seal

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3093344A1 (fr) * 2019-03-01 2020-09-04 Safran Ceramics Ensemble pour une turbine de turbomachine
WO2020178490A1 (fr) * 2019-03-01 2020-09-10 Safran Ceramics Ensemble pour une turbine de turbomachine
US11591924B2 (en) 2019-03-01 2023-02-28 Safran Ceramics Assembly for a turbomachine turbine

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