FR3095668A1 - Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise - Google Patents

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Abstract

Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise L’invention concerne un ensemble (2) d’anneau de turbine s’étendant autour d’une axe (X-X), comprenant une pluralité de secteurs d’anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4) et une structure de support d’anneau (6) maintenue par un carter de turbine (32), chaque secteur d’anneau (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte amont (16) et une patte aval (18) espacées axialement l’une de l’autre, la structure de support d’anneau (6) comprenant une entretoise (20) ayant une bride (20a) contre laquelle la patte aval (18) des secteurs d’anneau (10) est maintenue, un premier flasque amont (22) contre lequel la patte amont des secteurs d’anneau est maintenue, et en amont du premier flasque amont, un second flasque amont (24) de reprise d’efforts contre lequel le premier flasque amont est maintenu. Figure pour l’abrégé : Fig. 1.

Description

Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise
L’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine dans lequel l’ensemble comprend une pluralité de secteurs angulaires d’anneau mis bout à bout pour former un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique.
Un domaine d’application de l’invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz.
Les matériaux composites à matrice céramique, ou CMC, sont connus pour conserver leurs propriétés mécaniques à des températures élevées, ce qui les rend aptes à constituer des éléments de structure chaude.
Dans des moteurs aéronautiques à turbine à gaz, l'amélioration du rendement et la réduction de certaines émissions polluantes conduisent à rechercher un fonctionnement à des températures toujours plus élevées. Dans le cas d’ensembles d’anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l’ensemble et en particulier l’anneau de turbine qui est soumis à des flux très chauds, typiquement supérieurs à la température supportable par le matériau métallique. 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.
Par ailleurs, un ensemble d’anneau de turbine métallique se déforme sous l’effet des flux thermiques, ce qui modifie les jeux au niveau de la veine d’écoulement et, par conséquent, les performances de la turbine.
C’est pourquoi l'utilisation de CMC pour différentes parties chaudes des moteurs a déjà été envisagée, d'autant que les CMC présentent comme avantage complémentaire une masse volumique inférieure à celle de métaux réfractaires traditionnellement utilisés.
Ainsi, la réalisation de secteurs d'anneau de turbine en une seule pièce en CMC est notamment décrite dans le document US 2012/0027572. Les secteurs d'anneau comportent une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes dont les extrémités sont maintenues entre les deux brides d'une structure métallique de support d'anneau.
L’utilisation de secteurs d’anneau en CMC permet ainsi de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l’anneau de turbine. Toutefois, le CMC ayant un comportement mécanique différent d’un matériau métallique, son intégration ainsi que la manière de le positionner au sein de la turbine ont dû être repensés. En effet, le CMC ne supporte pas les montages frettés (usuellement employés pour les anneaux métalliques) et sa dilation thermique est plus faible qu’un matériau métallique.
De plus, l’utilisation de secteurs d’anneau en CMC accroît le nombre de pièces nécessaires pour son intégration sur le carter de turbine, ce qui augmente le coût et le poids de l’ensemble et nécessite des opérations de montage complexes (frettage de douilles, montage de goupilles, etc.).
La présente invention a donc pour but principal de proposer un ensemble d’anneau de turbine qui ne présente pas les inconvénients précités.
Ce but est atteint grâce à un ensemble d’anneau de turbine s’étendant autour d’une axe, comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine et une structure de support d’anneau maintenue par un carter de turbine, chaque secteur d’anneau comprenant une base à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte amont et une patte aval espacées axialement l’une de l’autre, la structure de support d’anneau comprenant une entretoise ayant une bride contre laquelle la patte aval des secteurs d’anneau est maintenue, un premier flasque amont contre laquelle la patte amont des secteurs d’anneau est maintenue, et, en amont du premier flasque amont, un second flasque amont de reprise d’efforts contre lequel le premier flasque amont est maintenu.
L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention est remarquable notamment en ce que l’anneau en CMC est maintenu directement sur le carter de turbine par l’intermédiaire d’une structure de support d’anneau sans recourir à un carter de support d’anneau. En particulier, par rapport à l’art antérieur, l’ensemble selon l’invention est dépourvu de carter de support d’anneau et les pions radiaux permettant un maintien de la structure de support d’anneau sur ce carter sont supprimés.
De plus, la structure de support d’anneau est réalisée en plusieurs pièces distinctes et indépendantes les unes des autres, ce qui permet un montage de cette structure par secteurs angulaires et non plus en couronne. Le montage de l’ensemble d’anneau de turbine s’en trouve simplifié et ne nécessite pas d’outillage. Par ailleurs, les tolérances de fabrication sont moins sévères, les entretoises permettant de rattraper les écarts entre les secteurs d’anneau, ce qu’un flasque à 360° ne peut pas faire. En outre, la suppression de pions radiaux diminue les opérations d’usinage des pièces de la structure de support d’anneau. Il en résulte un gain de pièces, et donc une diminution du poids et du coût de l’ensemble.
De façon avantageuse, la structure de support d’anneau comprend en outre un diffuseur d’air destiné à diffuser de l’air de refroidissement sur une face externe de la base des secteurs d’anneau. Dans ce cas, le diffuseur d’air de la structure de support d’anneau peut comprendre une bride maintenue entre l’entretoise et le premier flasque amont.
De préférence, la structure de support d’anneau comprend en outre une pluralité de moyens de fixation vissés dan l’entretoise et traversant d’amont en aval pour fixer entre eux le premier flasque amont, le second flasque amont et la bride du diffuseur d’air.
De façon avantageuse également, l’ensemble comprend en outre des pions axiaux amont destinés à maintenir le premier flasque amont de la structure de support d’anneau contre la patte amont des secteurs d’anneau. De même, l’ensemble comprend de préférence en outre des pions axiaux aval destinés à maintenir la bride de l’entretoise de la structure de support d’anneau contre la patte aval des secteurs d’anneau.
L’entretoise de la structure de support d’anneau peut comprendre un crochet amont pour le montage de ladite structure de support d’anneau sur le carter de turbine. De même, le premier flasque amont de la structure de support d’anneau peut comprendre un crochet pour le montage de ladite structure de support d’anneau sur le carter de turbine.
De plus, l’entretoise de la structure de support d’anneau peut comprendre en outre un crochet aval pour le maintien d’un distributeur de turbine basse-pression positionné en aval de l’ensemble de turbine.
L’invention a également pour objet une turbomachine comprenant un ensemble tel que défini précédemment.
La figure 1 est une vue en coupe longitudinale d’un ensemble d’anneau de turbine selon l’invention.
La figure 2 représente une vue schématique et en perspective de l’ensemble de turbine de la figure 1.
La figure 1 représente, en coupe longitudinale, un ensemble 2 d’anneau de turbine selon l’invention.
Cet ensemble 2 comprend notamment un anneau de turbine 4 en matériau composite à matrice céramique (CMC) centré sur un axe longitudinal X-X et une structure métallique de support d'anneau 6. L'anneau de turbine 4 entoure un ensemble d’aubes de turbine 8.
Par ailleurs, l'anneau de turbine 4 est formé d'une pluralité de secteurs angulaires d'anneau 10 qui sont mis bout à bout circonférentiellement pour former un anneau. Sur la figure 1, la flèche DAindique la direction axiale de l’anneau de turbine tandis que la flèche DRindique la direction radiale de l’anneau de turbine.
Chaque secteur angulaire d’anneau 10 présente une section sensiblement en forme de Pi (ou π) inversé avec une base 12 munie d’une face interne 12a qui définit une portion angulaire de la face interne de l’anneau de turbine et qui est typiquement munie d’une couche de revêtement abradable 14 faisant également office de barrière thermique et environnementale.
Deux pattes – à savoir une patte amont 16 et une patte aval 18 – s’étendent radialement à partir de la face externe 12b de la base 12 opposée à la face interne 12a. Ces pattes 16, 18 s’étendent sur toute la largeur du secteur d’anneau 10 (dans le sens circonférentiel).
Selon l’invention, la structure de support d'anneau 6 est réalisée par l’assemblage d’une pluralité de pièces distinctes (i.e. indépendantes) les unes des autres.
Comme plus précisément représenté sur la figure 2, ces pièces comprennent notamment une entretoise 20, un premier flasque amont 22, un second flasque amont 24 de reprise d’efforts, et un diffuseur d’air 26.
L’entretoise 20 comprend une bride 20a contre laquelle la patte aval 18 des secteurs d’anneau 10 est maintenue par l’intermédiaire d’une pluralité de pions axiaux aval 28 régulièrement répartis autour de l’axe longitudinal X-X de l’anneau.
L’entretoise 20 comprend également un crochet amont 20b qui est destiné à venir s’engager dans un crochet aval 30 d’un carter de turbine 32 afin de permettre le montage de la structure de support d’anneau directement sur le carter de turbine.
L’entretoise 20 comprend également un crochet aval 20c qui est destiné à venir s’engager dans un crochet correspondant (non représenté sur les figures) d’un distributeur de turbine basse-pression 34 situé en aval de l’ensemble 2 d’anneau de turbine afin d’en permettre le maintien.
On notera que l’entretoise 20 peut être une pièce de révolution (c’est-à-dire de 360°) ou bien être réalisée par un assemblage d’une pluralité de secteurs d’entretoise mis bout à bout.
La patte amont 16 des secteurs d’anneau 10 est maintenue contre le premier flasque amont 22.
Le premier flasque amont 22 comprend également un crochet 22a qui est destiné à venir s’engager dans un crochet amont 36 du carter de turbine 32 afin de permettre le montage de la structure de support d’anneau directement sur le carter de turbine.
Le premier flasque amont 22 peut être une pièce de révolution (c’est-à-dire de 360°) ou bien être réalisée par un assemblage de deux demi-flasques de 180° chacun.
Le premier flasque amont 22 est maintenu en amont contre un second flasque amont 24 de reprise d’efforts. Ce dernier est destiné à reprendre les efforts d’un distributeur de turbine haute-pression 38 qui est positionné en amont de l’ensemble d’anneau de turbine.
Ce flasque avant 24 peut être une pièce de révolution (c’est-à-dire de 360°) ou être une pièce sectorisée.
Enfin, le diffuseur d’air 26 est destiné à diffuser de l’air de refroidissement sur la face externe 12b de la base 12 des secteurs d’anneau. A cet effet, il comprend une cavité 26a positionnée autour de la base 12 des secteurs d’anneau, alimentée en air de refroidissement prélevé depuis un étage du compresseur de la turbomachine et débouchant vers la face externe de la base des secteurs d’anneau par l’intermédiaire d’une multiperforation de ses parois (non représentée sur les figures).
Le diffuseur d’air 26 comprend également une bride 26b venant directement en appui axial contre la patte amont 16 des secteurs d’anneau 10.
La structure de support d’anneau 6 comprend en outre une pluralité de moyens de fixation 40 (par exemple des liaisons boulonnées) qui sont vissées dans l’entretoise 20 et traversent d’amont en aval pour fixer entre eux le premier flasque amont 22, le second flasque amont 24 de reprise d’efforts et la bride 26b du diffuseur d’air 26.
L’ensemble 2 d’anneau de turbine comprend en outre des pions axiaux amont 42 qui sont destinés à maintenir le premier flasque amont 22 de la structure de support d’anneau contre la patte amont 16 des secteurs d’anneau 10. Ces pions amont 42 sont régulièrement répartis autour de l’axe longitudinal X-X de l’anneau.
De la sorte, les pattes amont et aval 16, 18 des secteurs d’anneau 10 sont maintenues entre le premier flasque amont 22 et la bride 20a de l’entretoise 20 de la structure de support d’anneau 6.
On notera que le pilotage du jeu en sommet des aubes de turbine 8 peut être réalisé en jouant sur les épaisseurs du carter de turbine 32 ou en munissant celui-ci de bossages de pilotage (non représenté sur les figures).

Claims (10)

  1. Ensemble (2) d’anneau de turbine s’étendant autour d’une axe (X-X), comprenant une pluralité de secteurs d’anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4) et une structure de support d’anneau (6) maintenue par un carter de turbine (32), chaque secteur d’anneau (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte amont (16) et une patte aval (18) espacées axialement l’une de l’autre, la structure de support d’anneau (6) comprenant une entretoise (20) ayant une bride (20a) contre laquelle la patte aval (18) des secteurs d’anneau (10) est maintenue, un premier flasque amont (22) contre lequel la patte amont des secteurs d’anneau est maintenue, et en amont du premier flasque amont (22), un second flasque amont (24) de reprise d’efforts contre lequel le premier flasque amont (22) est maintenu.
  2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la structure de support d’anneau (6) comprend en outre un diffuseur d’air (26) destiné à diffuser de l’air de refroidissement sur une face externe (12b) de la base (12) des secteurs d’anneau (10).
  3. Ensemble selon la revendication 2, dans lequel le diffuseur d’air (26) de la structure de support d’anneau (6) comprend une bride (26b) maintenue entre l’entretoise (20) et le premier flasque amont (22).
  4. Ensemble selon la revendication 3, dans lequel la structure de support d’anneau (6) comprend en outre une pluralité de moyens de fixation (40) vissés dans l’entretoise (20) et traversant d’amont en aval pour fixer entre eux le premier flasque amont (22), le second flasque amont (24) et la bride (26b) du diffuseur d’air (26).
  5. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comprenant en outre des pions axiaux amont (42) destinés à maintenir le premier flasque amont (22) de la structure de support d’anneau contre la patte amont (16) des secteurs d’anneau (10).
  6. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, comprenant en outre des pions axiaux aval (28) destinés à maintenir la bride (20a) de l’entretoise (20) de la structure de support d’anneau (6) contre la patte aval (18) des secteurs d’anneau (10).
  7. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel l’entretoise (20) de la structure de support d’anneau (6) comprend un crochet amont (20b) pour le montage de ladite structure de support d’anneau (6) sur le carter de turbine (32).
  8. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel le premier flasque amont (22) de la structure de support d’anneau (6) comprend un crochet (22a) pour le montage de ladite structure de support d’anneau (6) sur le carter de turbine (32).
  9. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel l’entretoise (20) de la structure de support d’anneau (6) comprend en outre un crochet aval (20c) pour le maintien d’un distributeur de turbine basse-pression (34) positionné en aval de l’ensemble de turbine.
  10. Turbomachine comprenant un ensemble (2) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3139292A1 (fr) * 2022-09-01 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11629607B2 (en) * 2021-05-25 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0516322A1 (fr) * 1991-05-20 1992-12-02 General Electric Company Refroidissement pour anneau de stator de turbine à gaz
US20120027572A1 (en) 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
FR3055147A1 (fr) * 2016-08-19 2018-02-23 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
WO2018172653A1 (fr) * 2017-03-16 2018-09-27 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2806401A1 (fr) * 2012-02-22 2013-08-22 General Electric Company Enveloppe de turbine a faible ductilite
EP3155229B1 (fr) * 2014-06-12 2020-03-18 General Electric Company Ensemble dispositif de suspension de carénage
FR3041993B1 (fr) * 2015-10-05 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
US9988936B2 (en) * 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
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
GB201800375D0 (en) * 2018-01-10 2018-02-21 Rolls Royce Plc A test specimen for a gas turbine engine
US10907501B2 (en) * 2018-08-21 2021-02-02 General Electric Company Shroud hanger assembly cooling
US10822985B2 (en) * 2018-08-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Internal cooling circuit for blade outer air seal formed of laminate
US11021990B2 (en) * 2018-12-19 2021-06-01 General Electric Company Shroud sealing for a gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0516322A1 (fr) * 1991-05-20 1992-12-02 General Electric Company Refroidissement pour anneau de stator de turbine à gaz
US20120027572A1 (en) 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
FR3055147A1 (fr) * 2016-08-19 2018-02-23 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
WO2018172653A1 (fr) * 2017-03-16 2018-09-27 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3139292A1 (fr) * 2022-09-01 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré

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