FR3139292A1 - Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré - Google Patents

Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré Download PDF

Info

Publication number
FR3139292A1
FR3139292A1 FR2208796A FR2208796A FR3139292A1 FR 3139292 A1 FR3139292 A1 FR 3139292A1 FR 2208796 A FR2208796 A FR 2208796A FR 2208796 A FR2208796 A FR 2208796A FR 3139292 A1 FR3139292 A1 FR 3139292A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
upstream
turbine ring
cooling
downstream
turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
FR2208796A
Other languages
English (en)
Inventor
Guy Judet Maurice
Moncef M'HASNI
Francesco SALVATORI
Grégory CASALIGGI Pascal
Serge Francis CONGRATEL Sébastien
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2208796A priority Critical patent/FR3139292A1/fr
Publication of FR3139292A1 publication Critical patent/FR3139292A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/38—Retaining components in desired mutual position by a spring, i.e. spring loaded or biased towards a certain position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Landscapes

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

Abstract

Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré Ensemble d'anneau de turbine comprenant un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (30), un dispositif de refroidissement (52), et un carter en alliage métallique (22) formant structure de support d'anneau, dans lequel le carter comporte une virole centrale (22a) qui s’étend autour de l’anneau de turbine (28) et de laquelle s’étendent radialement des brides annulaires amont (22b) et aval (22c) entre lesquelles sont maintenues, au moyen de pions amont (38) et aval (42), des pattes d'accrochage amont et aval (32, 34) s’étendant radialement d’une base annulaire (30) de l'anneau de turbine, la bride annulaire amont recevant un flasque de rétention amont (36) percé de trous de ventilation (54) destinés à alimenter le dispositif de refroidissement, une entretoise (40) en alliage métallique étant retenue entre la bride annulaire aval et le flasque de rétention amont et formant un appui pour la patte d’accrochage aval, le dispositif de refroidissement comprenant une chambre de refroidissement (52a) délimitée par une tôle de refroidissement par impact (60) radialement interne vis-à-vis du dispositif de refroidissement (52), la tôle de refroidissement par impact (60) présentant des trous de refroidissement (62) agencés de façon matricielle pour diffuser des jets d’air de refroidissement par impact destinés à refroidir une surface externe (30b) de la base annulaire (30) de l'anneau de turbine (28) dont il est séparé radialement par une distance de diffusion, et au moins deux ressorts (64) étant montés de sorte à coopérer d’une part, avec le dispositif de refroidissement (52) et d’autre part, avec l’anneau de turbine. Figure pour l’abrégé : Fig. 2.

Description

Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré
La présente invention se rapporte au domaine des turbines à gaz pour aviation (moteurs à réaction, à propulsion, moteurs d’hélicoptères), turbines à gaz pour générateurs électriques et turbines de turbocompresseurs.
La tendance actuelle en aéronautique civile est à une augmentation de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion, conduisant à une élévation de température des composants de turbine et donc à un besoin de refroidir ces pièces de plus en plus important. Or, l’air frais qui permet ce refroidissement est prélevé en sortie du compresseur haute pression et va donc contourner la chambre de combustion sans participer à la combustion, donc au rendement de la turbomachine.
C’est pourquoi, le recours à des matériaux composites à matrice céramique (CMC) sur les pièces de turbines les plus chaudes permet actuellement de réduire ce besoin de les refroidir car ces matériaux CMC sont performants à hautes températures (par exemple 1700°C). Ils permettent en outre un gain de masse car ils sont plus légers que les alliages métalliques traditionnellement utilisés pour ces pièces les plus chaudes du fait de leur faible densité (trois fois moindre que les bases métalliques).
Toutefois, l’intégration de ces pièces en CMC dans la turbomachine, du fait de la différence des coefficients de dilatation existant entre CMC et alliages métalliques, peut conduire à une rupture du CMC par sur-contrainte thermomécanique et il convient donc de pouvoir y remédier pour éviter tout disfonctionnement de la turbomachine.
Permettre à des pièces ayant des coefficients de dilatations différents, des résistances mécaniques différentes et des gradients thermiques différents, de cohabiter ensemble pour permettre d’avoir une turbine haute pression aux meilleurs standards de rendement est donc un besoin récurrent des moteurs civils modernes afin de gagner en performance et masse.
La présente invention a donc pour but principal de palier les inconvénients précités avec un anneau en CMC permettant un rattrapage des jeux et des dilatations différentielles. Un autre but est de réduire le débit de refroidissement, tout en assurant à la fois un gain de masse et de performance à la turbomachine.
Ces buts sont atteints par un ensemble d'anneau de turbine d’axe X comprenant, autour de l’axe X, un anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique, un dispositif de refroidissement, et un carter en alliage métallique formant structure de support d'anneau, dans lequel le carter comporte une virole centrale qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle s’étendent radialement des brides annulaires amont et aval entre lesquelles sont maintenues, au moyen de pions amont et aval, des pattes d'accrochage amont et aval s’étendant radialement d’une base annulaire de l'anneau de turbine, la bride annulaire amont recevant un flasque de rétention amont percé de trous de ventilation destinés à alimenter le dispositif de refroidissement, caractérisé en ce qu’il comporte en outre une entretoise en alliage métallique retenue entre la bride annulaire aval et le flasque de rétention amont et formant un appui pour la patte d’accrochage aval, le dispositif de refroidissement comprenant une chambre de refroidissement délimitée par une tôle de refroidissement par impact radialement interne vis-à-vis du dispositif de refroidissement, la tôle de refroidissement par impact présentant des trous de refroidissement agencés de façon matricielle pour diffuser des jets d’air de refroidissement par impact destinés à refroidir une surface externe de la base annulaire de l'anneau de turbine dont il est séparé radialement par une distance de diffusion, et au moins deux ressorts étant montés de sorte à coopérer d’une part, avec le dispositif de refroidissement et d’autre part, avec l’anneau de turbine.
Ainsi, l’introduction d’un joint Omega et de ressorts permet à l’anneau en CMC de s’intégrer un environnement de pièces métalliques en prenant en compte des paramètres de dilatations différentielles et rattrapage de jeux de façon simple.
De préférence, l’entretoise est formée de plusieurs secteurs d’entretoise montés circonférentiellement bout à bout et chaque secteur d’entretoise présente une forme sensiblement en V inversé, avec une première partie radiale parallèle au flasque de rétention amont et une seconde partie s’étendant sensiblement longitudinalement depuis cette première partie jusqu’au flasque de rétention amont auquel les secteurs d’entretoise sont fixés par des vis d’assemblage, des languettes inter-secteurs s’étendant de préférence entre ces secteurs d’entretoise.
De préférence, deux ressorts sont positionnés aux deux extrémités circonférentielles de la tôle d’impact dans deux logements dédiés qui n’interfèrent pas avec les trous de refroidissement percés au travers de la tôle d’impact.
Avantageusement, des perçages sont prévus au fond des logements pour assurer également un refroidissement des ressorts.
De préférence, chacun des trous de ventilation comprend un filtre à poussières monté sur le flasque de rétention amont.
Avantageusement, le flasque de rétention amont est solidarisé au carter par une tôle de maintien s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont et fixée au carter par un ensemble de vis de maintien.
De préférence, afin de permettre une dilation axiale de l’anneau, un ensemble d’éléments flexibles est monté dans une rainure de la première partie radiale des secteurs d’entretoise.
Avantageusement, les éléments flexibles sont réalisés en un alliage métallique présentant une forme en S ou en W.
De préférence, l’anneau de turbine est formé d’un plusieurs secteurs d’anneau montés circonférentiellement bout à bout et des languettes inter-secteurs s’étendent entre ces secteurs d’anneau.
L’invention concerne également une turbomachine comportant un ensemble d’anneau de turbine tel que précité.
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels :
la est une vue générale d’une turbomachine aéronautique,
la montre en coupe transversale un ensemble d’anneau de turbine conforme à l’invention, et
la est une vue en perspective du dispositif de refroidissement intégré à l’ensemble d’anneau de turbine de la .
Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » seront utilisés en référence au sens axial d'écoulement du flux gazeux dans la turbine et les termes « interne » et « externe » sont pris dans la direction perpendiculaire selon que l’objet concerné est en contact ou non avec ce flux gazeux.
La illustre en coupe longitudinale et à titre d’exemple une turbomachine d’aéronef double flux double corps 10 comportant d’amont en aval : une soufflante 12, un premier compresseur basse-pression 14 et un second compresseur haute-pression 16, une chambre de combustion 18 et une turbine 20, ces éléments à l’exception de la soufflante étant montés dans un carter 22 formant un conduit de passage interne pour la veine de flux primaire de la turbomachine. Des aubes directrices 24 montées entre le carter 22 et une nacelle 26 servent à canaliser le flux secondaire de la turbomachine.
La montre en coupe une partie de révolution (cylindrique continue) du carter 22 en matériau métallique constituant structure de support pour un secteur d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique 28. Les secteurs d'anneau sont juxtaposés sur 360° de sorte à former un anneau de turbine sectorisé (cylindrique discontinu avec des jeux inter-secteurs) entourant un ensemble d’aubes rotatives (non représentées).
Comme l’illustre la , les secteurs d’anneau ont une section sensiblement en forme de la lettre grecque π (pi) inversée avec une base annulaire 30 dont la face radialement interne 30a revêtue d'une couche de matériau abradable délimite la veine aérodynamique d’air chaud dans la turbine et une face radialement externe 30b à partir de laquelle s'étendent deux pattes d'accrochage amont et aval 32, 34 pour la liaison radiale au carter 22. Cette liaison radiale est effectuée en amont avec une extrémité libre d’un flasque de rétention amont 36 par des pions amont 38 et en aval avec des extrémités libres d’une pluralité de secteurs d’entretoise 40 par des pions aval 42. Les pions amont et aval sont avantageusement au nombre de quatre (deux par patte d’accrochage) par secteur d’anneau. Les secteurs d’entretoise, avantageusement en alliage métallique, présentent chacun une forme sensiblement en V inversé, avec une première partie 40a (formant le premier bras du V) radiale parallèle au flasque de rétention amont et une seconde partie 40b (formant le second bras du V) s’étendant sensiblement longitudinalement depuis cette première partie jusqu’au flasque de rétention amont, les secteurs d’entretoise étant fixés à ce flasque de rétention amont par des vis d’assemblage (typiquement deux vis non représentées par secteur d’entretoise). L’effort de serrage des vis d’assemblage est repris majoritairement par les secteurs d’entretoise permettant ainsi de ne pas charger les secteurs d’anneau en compression.
Le carter de turbine 22 constituant structure de support d’anneau est formé d’une virole centrale 22a qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle se déploient radialement, vers la veine aérodynamique d’écoulement du flux gazeux d’air chaud, deux parties, à savoir une première partie correspondant à une bride radiale annulaire amont 22b qui est destinée à recevoir une seconde extrémité du flasque de rétention amont 36, opposée à son extrémité libre, et une deuxième partie correspondant à une bride radiale annulaire aval 22c qui est destinée à recevoir des secondes extrémités des secteurs d’entretoise 40, opposées à leurs extrémités libres (et formant la jonction entre les deux bras du V). Le flasque de rétention amont 36 est solidarisé au carter par une tôle de maintien 44 s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont et fixée au carter par un ensemble de vis de maintien 46.
Afin de permettre une dilation axiale des secteurs d’anneau en CMC, un ensemble d’éléments flexibles 48 est monté dans une rainure 40c de la partie radiale 40a des secteurs d’entretoise en appui contre la patte d’accrochage aval 34 des secteurs d’anneau. En fonctionnement, lorsque les pièces chauffent, la variation du jeu axial entre les brides radiales annulaires amont et aval est reprise par une variation de l’allongement des éléments flexibles 48 permettant ainsi de ne pas surcharger l’anneau de turbine. Les éléments flexibles, avantageusement des joints OMEGA, sont réalisés en un alliage métallique (par exemple un alliage à base de nickel) résistant au fluage et présentant donc avantageusement une forme en S ou en W. Ils permettent d’assurer une étanchéité maitrisée à l’aval et à l’amont de l’anneau tout en maintenant un serrage graduel en fonction des différentes températures mises en jeu durant le cycle moteur.
Une fois les secteurs d’anneau juxtaposés (flasque de rétention amont et secteurs d’entretoise en place), la face externe 30b de la base annulaire 30 et les pattes radiales d'accrochage 32, 34 de l'anneau de turbine forment avec la virole centrale 22a du carter et les deux brides radiales annulaires 22b et 22c, une cavité annulaire hors-veine 50, autrement dit une cavité pressurisée externe à la veine aérodynamique d’air chaud, dans laquelle est monté un dispositif de refroidissement 52 (appelé aussi douchette de refroidissement) amenant de l’air de refroidissement et comportant chacun, sur sa face en regard de la base annulaire 30 et à une distancedde diffusion typiquement de l’ordre de 0.5 à 2mm, un ensemble de trous de refroidissement agencés de façon matricielle et formant un diffuseur d’air (voir la ). Les trous de refroidissement d’un diamètre compris entre 100 et 800 micromètres sont avantageusement réalisés par des techniques connues comme la micro-perforation laser ou l’usinage EDM. Le diffuseur d’air permet d’assurer un refroidissement par impact de la base annulaire de l’anneau grâce à la différence de pression existant entre la cavité hors-veine 50 et la veine aérodynamique d’air chaud, ce différentiel de pression permettant en outre de maintenir l’anneau appuyé sur le flasque de rétention amont et les parties radiales des secteurs d’entretoise.
L'air frais assurant le refroidissement prélevé en fond de chambre est amené depuis le côté extérieur de l'anneau de turbine par des trous de ventilation 54 formés dans le flasque de rétention amont 36 puis au travers d’au moins deux canaux de liaison 56 de sections divergentes aboutissant dans une chambre de tranquillisation 52a du dispositif de refroidissement 52 et traversant si nécessaire la seconde partie 40b des secteurs d’entretoise. Chacun des trous de ventilation 54 est avantageusement protégé par un filtre à poussières 58 monté sur le flasque de rétention amont. L’air de refroidissement sort ensuite à travers une tôle d’impact 60 clôturant la chambre de tranquillisation et munies de multiples perforations 62 pour faire impacter les jets sur l’anneau CMC, afin de diminuer la température dans l’anneau et ainsi diminuer le gradient thermique entre sa base annulaire 30 et les pattes d’accrochage 32, 34.
On notera les languettes d’étanchéité inter-secteurs 66, 68 présentes à la fois sur les secteurs d’anneaux 30 et les secteurs d’entretoises 40 et qui assurent l’étanchéité de l’ensemble d’anneau de turbine une fois ces secteurs montés circonférentiellement bout à bout.
Au moins deux ressorts 64 disposés verticalement entre le diffuseur d’air et le secteur d’anneau rattrape le jeu de montage entre les pions amont et aval et les orifices les recevant dans le secteur d’anneau. Le jeu entre le sommet de l’aube mobile haute pression de la turbine et l’anneau de turbine est ainsi mieux maitrisé pendant le cycle du vol de l’avion.
Comme le montre plus précisément la , les deux ressorts verticaux illustrés sont positionnés aux deux extrémités circonférentielles de la tôle d’impact 60 dans deux logements dédiés 70, de manière à ne pas interférer avec le plan de perçages de la tôle d’impact ni avec les jets d’impact, et avoir ainsi un refroidissement uniforme de l’anneau. Il est avantageux de prévoir aussi des perçages 72 au fond des logements pour refroidir les ressorts avec l’air de refroidissement.
Le carter formant structure de support d'anneau est réalisé en un matériau métallique, et chaque secteur d'anneau est réalisé d’un seul tenant (d’une seule pièce) par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification de la préforme fibreuse par une matrice céramique. Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC, ou des fils en fibres de carbone. La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches. Le tissage peut être de type interlock. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra pour cela se référer au document WO2006/136755. Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est ensuite 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. Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US2012/0027572.

Claims (10)

  1. Ensemble d'anneau de turbine d’axe (X), comprenant autour de l’axe (X), un anneau de turbine (28) en matériau composite à matrice céramique, un dispositif de refroidissement (52), et un carter (22) en alliage métallique formant structure de support d'anneau, dans lequel le carter (22) comporte une virole centrale (22a) qui s’étend autour de l’anneau de turbine (28) et de laquelle s’étendent radialement des brides annulaires amont (22b) et aval (22c) entre lesquelles sont maintenues, au moyen de pions amont (38) et aval (42), des pattes d'accrochage amont et aval (32, 34) s’étendant radialement d’une base annulaire (30) de l'anneau de turbine (28), la bride annulaire amont (22b) recevant un flasque de rétention amont (36) percé de trous de ventilation (54) destinés à alimenter le dispositif de refroidissement (52), caractérisé en ce qu’il comporte en outre une entretoise (40) en alliage métallique retenue entre la bride annulaire aval (22c) et le flasque de rétention amont (36) et formant un appui pour la patte d’accrochage aval (34), le dispositif de refroidissement (52) comprenant une chambre de refroidissement (52a) délimitée par une tôle de refroidissement par impact (60) radialement interne vis-à-vis du dispositif de refroidissement (52), la tôle de refroidissement par impact (60) présentant des trous de refroidissement (62) agencés de façon matricielle pour diffuser des jets d’air de refroidissement par impact destinés à refroidir une surface externe (30b) de la base annulaire (30) de l'anneau de turbine (28) dont il est séparé radialement par une distance de diffusion, et au moins deux ressorts (64) étant montés de sorte à coopérer d’une part, avec le dispositif de refroidissement (52) et d’autre part, avec l’anneau de turbine (28).
  2. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel l’entretoise (40) est formée de plusieurs secteurs d’entretoise (40) montés circonférentiellement bout à bout et chaque secteur d’entretoise présente une forme sensiblement en V inversé, avec une première partie (40a) radiale parallèle au flasque de rétention amont (36) et une seconde partie (40b) s’étendant sensiblement longitudinalement depuis cette première partie jusqu’au flasque de rétention amont (36) auquel les secteurs d’entretoise sont fixés par des vis d’assemblage (38), des languettes inter-secteurs (68) s’étendant de préférence entre ces secteurs d’entretoise.
  3. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel deux ressorts (64) sont positionnés aux deux extrémités circonférentielles de la tôle d’impact (60) dans deux logements (66) dédiés qui n’interfèrent pas avec les trous de refroidissement (62) percés au travers de la tôle d’impact (60).
  4. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 3, dans lequel des perçages (72) sont prévus au fond des logements (70) pour assurer également un refroidissement des ressorts (64).
  5. Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel chacun des trous de ventilation (54) comprend un filtre à poussières (58) monté sur le flasque de rétention amont (36).
  6. Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le flasque de rétention amont (36) est solidarisé au carter (22) par une tôle de maintien (44) s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont (36) et fixée au carter (22) par un ensemble de vis de maintien (46).
  7. Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 2 à 6, dans lequel, afin de permettre une dilation axiale de l’anneau (28), un ensemble d’éléments flexibles (48) est monté dans une rainure (40c) de la première partie radiale (40a) des secteurs d’entretoise.
  8. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 7, dans lequel les éléments flexibles (48) sont réalisés en un alliage métallique présentant une forme en S ou en W.
  9. Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel l’anneau de turbine (28) est formé d’un plusieurs secteurs d’anneau montés circonférentiellement bout à bout et des languettes inter-secteurs (66) s’étendent entre ces secteurs d’anneau.
  10. Turbomachine aéronautique comportant un ensemble d’anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.
FR2208796A 2022-09-01 2022-09-01 Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré Pending FR3139292A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2208796A FR3139292A1 (fr) 2022-09-01 2022-09-01 Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2208796 2022-09-01
FR2208796A FR3139292A1 (fr) 2022-09-01 2022-09-01 Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3139292A1 true FR3139292A1 (fr) 2024-03-08

Family

ID=84362205

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2208796A Pending FR3139292A1 (fr) 2022-09-01 2022-09-01 Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3139292A1 (fr)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006136755A2 (fr) 2005-06-24 2006-12-28 Snecma Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
US20120027572A1 (en) 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
WO2015191186A1 (fr) * 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Comapny Ensemble dispositif de suspension de carénage
FR3056632A1 (fr) * 2016-09-27 2018-03-30 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
US20200200387A1 (en) * 2018-12-20 2020-06-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Stand-off device for double-skin combustor liner
FR3095668A1 (fr) * 2019-05-03 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise
FR3098238A1 (fr) * 2019-07-04 2021-01-08 Safran Aircraft Engines dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef
FR3108367A1 (fr) * 2020-03-20 2021-09-24 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine et turbomachine munie d’un tel ensemble

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006136755A2 (fr) 2005-06-24 2006-12-28 Snecma Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
US20120027572A1 (en) 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
WO2015191186A1 (fr) * 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Comapny Ensemble dispositif de suspension de carénage
FR3056632A1 (fr) * 2016-09-27 2018-03-30 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
US20200200387A1 (en) * 2018-12-20 2020-06-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Stand-off device for double-skin combustor liner
FR3095668A1 (fr) * 2019-05-03 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise
FR3098238A1 (fr) * 2019-07-04 2021-01-08 Safran Aircraft Engines dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef
FR3108367A1 (fr) * 2020-03-20 2021-09-24 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine et turbomachine munie d’un tel ensemble

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2142787B1 (fr) Turbine à gaz à flux séparés comprenant und système d'échappement
FR3055147A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3130765B1 (fr) Bec de separation degivrant de compresseur de turbomachine axiale
FR3045715A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
EP1265032A1 (fr) Architecture de chambre de combustion de turbomachine en matériau à matrice céramique
EP3431874B1 (fr) Panneau de combustion avec protrusions comprenant des trous de refroidissement
CA2979791A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
US9945257B2 (en) Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-CMC pin-head
WO2020224891A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine monté sur entretoise
FR3139292A1 (fr) Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré
FR3134135A1 (fr) Ensemble d’anneau de turbine à dispositif de refroidissement amélioré
FR3101913A1 (fr) Ensemble de sortie d’un generateur de gaz
WO2022096823A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
US10570762B2 (en) Vane strut positioning and securing systems including locking washers
EP3568574B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP3721058A1 (fr) Liaison entre un secteur de distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine
EP3976935B1 (fr) Anneau d'étanchéité pour une roue de turbine de turbomachine
FR3096726A1 (fr) Ensemble pour turbine de turbomachine
US10767867B2 (en) Bearing support assembly
FR3107725A1 (fr) Ensemble pour stator de turbomachine d’aéronef, à étanchéité renforcée entre une virole externe et une couronne aubagée de stator entourée par cette virole
FR3142504A1 (fr) Ensemble de turbine pour une turbomachine
FR3040735A1 (fr) Carter de turbine haute-pression d'une turbomachine a refroidissement localise
EP3976939A1 (fr) Module de turbomachine d'aeronef
EP4146913A1 (fr) Distributeur en cmc amélioré pour turbine de turbomachine
FR3121469A1 (fr) Ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20240308