FR3142504A1 - Ensemble de turbine pour une turbomachine - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un ensemble de turbine pour une turbomachine, comportant une pluralité de secteurs d’anneau (14), chaque secteur d’anneau (14) comportant une partie axiale (15) et au moins une bride (17) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis ladite partie axiale (15) du secteur (14), un support entourant ledit anneau, chaque secteur d’anneau (14) étant monté sur ledit support, ledit support comportant une partie axiale et au moins une bride complémentaire (21) s’étendant radialement vers l’intérieur depuis ladite partie axiale du support, la bride (17) de chaque secteur (14) étant réalisée au moins partiellement en matériau à matrice céramique et venant en appui axial sur la bride complémentaire (21) du support, réalisée au moins partiellement en matériau métallique, caractérisé en ce qu’il comporte au moins un élément d’interface (31) en matériau métallique intercalé entre la partie en matériau céramique de la bride (17) et la partie métallique de la bride complémentaire (21). Figure à publier avec l’abrégé : [Fig. 5]
Description
L’invention concerne un ensemble de turbine pour une turbomachine, destiné à équiper en particulier une turbine haute pression.
Les figures 1 à 3 illustrent une turbomachine et un ensemble de turbine de l’art antérieur, connus du document FR 3 108 671 au nom de la Demanderesse.
En particulier, la illustre un ensemble propulsif 1 destiné à un aéronef et comportant une turbomachine 2 carénée par une nacelle 3. Dans l'exemple représenté, la turbomachine 2 est un turboréacteur à double corps et à double flux.
Cette comporte un référentiel DA, DR et DC qui définit respectivement les directions longitudinale (axiale), radiale et circonférentielle de la turbomachine, ces directions étant orthogonales entre elles.
Dans la suite de la présente description, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la direction d’écoulement du flux de gaz F au travers de la turbomachine 2, c'est-à-dire de la gauche vers la droite à la .
Le turboréacteur 2 s’étend autour d’un axe longitudinal X et comporte, de l'amont vers l'aval, une soufflante 4, un compresseur basse pression 5, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 7, une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 9.
Lors du fonctionnement du turboréacteur 2, un flux d'air F pénètre dans l'ensemble propulsif 1 par l’amont de la nacelle 3, puis traverse la soufflante 4 et se divise ensuite en un flux primaire F1 central et en un flux secondaire F2 périphérique. Le flux primaire F1 s'écoule dans une veine principale 10 de circulation des gaz traversant successivement les compresseurs 5 et 6, la chambre de combustion 7 et les turbines 8 et 9. Le flux secondaire F2 s'écoule dans une veine secondaire 11 périphérique, délimitée radialement à l'extérieur par la nacelle 3.
Afin d’assurer une bonne tenue de la turbine haute pression 8 soumise à des gaz chauds issus de la chambre de combustion, la turbine haute pression 8 comporte un stator externe comprenant un anneau 12 réalisé en matériau composite à matrice céramique (CMC). L'intégration de cet anneau 12 en CMC, dont la résistance à la température est importante, permet de réduire le débit d'air de refroidissement prélevé en amont de la turbine haute pression 8, et permet ainsi d’améliorer les performances et/ou la consommation en carburant de la turbomachine 2.
Les figures 2 à 4 sont des vues de détail, en coupe axiale, illustrant le montage d’un tel anneau 12 de turbine.
Ledit anneau 12 entoure un rotor de turbine comportant des pales 13, ledit anneau 12 étant formé d’une pluralité de secteurs d’anneau 14 (dont un seul est visible sur les figures 3 et 4).
Chaque secteur d’anneau 14 présente une partie 15 s’étendant axialement ou base annulaire ainsi qu’une bride amont 16 et une bride aval 17, décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la base 15.
Chaque secteur d’anneau 14 en CMC est monté sur un support annulaire 18 métallique d’un carter fixe de la turbine, entourant ledit anneau 12. Le support annulaire 18 comporte une partie annulaire 19 s’étendant axialement, également appelée virole, ainsi qu’une bride amont 20 et une bride aval 21, appelées ci-après brides complémentaires, s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la virole 19.
La bride amont 16 de chaque secteur 14 vient en appui dans la direction axiale DA sur la bride amont complémentaire 20 du support 18. De même, la bride aval 17 de chaque secteur 14 vient en appui dans la direction axiale sur la bride aval complémentaire 21 du support 18.
L’anneau 12 et le support 18 s’étendent autour de l’axe X de la turbomachine 2.
D'autres moyens, tels que des flasques annulaires, des pions 22 et des ensembles vis/écrous (non représentés) permettent d'immobiliser les secteurs d'anneau 14, aussi bien en direction axiale que radiale, comme cela est notamment connu du document EP 3 857 030 au nom de la Demanderesse.
En particulier, des pions 22 solidaires des brides 20, 21 du support 18 sont engagés dans des trous oblongs des brides 16, 17 de l’anneau 12, comme illustré à la .
En aval de la virole 19 et plus précisément en aval de la bride complémentaire aval 21, la structure se prolonge généralement axialement par un ensemble de cloisons annulaires 23, 24 dont certaines servent notamment au maintien d’une plateforme radialement externe 25 d'un distributeur 26 de la turbine basse pression 9. Des pales 27 s’étendent radialement vers l’intérieur depuis la plateforme externe 25. Le distributeur 26 est monté, via un crochet 28, au niveau d’une zone de montage dans une gorge 29 du support 18. En particulier, le gorge 29 est délimitée radialement entre les cloisons 23, 24 et débouche vers l’aval, le crochet 28 comportant une partie axiale engagée au moins partiellement dans la gorge 29.
En fonctionnement, il a été constaté qu’une usure intervient au niveau des surfaces de contact 30 entre les brides 16, 17, 20, 21 de l’anneau 12 et du support 18, due aux efforts traversant ces zones ainsi qu’aux différences de dilatation thermique entre l’anneau 12 en CMC et le support 18 métallique. En effet l’anneau 12 en CMC se dilate quatre fois moins que l’anneau 18 métallique. Une telle usure peut engendrer une perte d’étanchéité des zones d’appui concernées et rendre ainsi possible l’introduction de l’air de la veine primaire vers le carter métallique, conduisant à son échauffement et à la réduction de sa durée de vie. Une telle perte d’étanchéité peut également induire une perte de performance de la turbomachine.
Le présent document vise à remédier à cet inconvénient, de façon simple, fiable et peu onéreuse.
A cet effet, l’invention concerne un ensemble de turbine pour une turbomachine, s’étendant autour d’un axe et comportant
- une pluralité de secteurs d’anneau formant un anneau de turbine, chaque secteur d’anneau comportant une partie axiale et au moins une bride s’étendant radialement vers l’extérieur depuis ladite partie axiale du secteur,
- un support entourant ledit anneau, chaque secteur d’anneau étant monté sur ledit support, ledit support comportant une partie axiale et au moins une bride complémentaire s’étendant radialement vers l’intérieur depuis ladite partie axiale du support,
la bride de chaque secteur étant réalisée au moins partiellement en matériau à matrice céramique et venant en appui axial sur la bride complémentaire du support, réalisée au moins partiellement en matériau métallique,
caractérisé en ce qu’il comporte au moins un élément d’interface en matériau métallique solidaire de la bride du secteur et intercalé entre la partie en matériau céramique de la bride du secteur et la partie métallique de la bride complémentaire du support, la bride du secteur venant en appui sur la bride complémentaire du support par l’intermédiaire de l’élément d’interface.
De cette manière, il est possible d’utiliser un anneau réalisé au moins en partie en CMC de façon à bénéficier des avantages d’un tel matériau (tenue aux hautes températures, faible masse) tout en bénéficiant de surfaces de contact de même nature, au travers de l’élément d’interface métallique et de la bride complémentaire métallique du support. On limite ou évite ainsi les phénomènes de dilatation différentielle engendrant une usure, comme évoqué précédemment. L’élément d’interface peut être monté de façon amovible sur la bride du secteur.
Il est ainsi possible de changer facilement l’élément d’interface en cas d’usure de ce dernier. Ainsi, lors d’une opération de maintenance, seuls les éléments d’interface présentant des usures peuvent être changés. Ceci présente un avantage économique par rapport au changement complet ou le reconditionnement de la bride.
Chaque secteur peut comporter deux brides décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant chacune radialement vers l’extérieur depuis la partie axiale du secteur, et dans lequel le support comporte deux brides complémentaires décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant chacune radialement vers l’intérieur depuis la partie axiale du support, au moins un élément d’interface métallique étant intercalé entre au moins l’une des brides du secteur et la bride complémentaire correspondante du support.
Pour chaque secteur d’anneau, la partie axiale et la bride dudit secteur peuvent être réalisées de façon monobloc en matériau composite à matrice céramique.
La partie axiale et la bride complémentaire du support peuvent être réalisées de façon monobloc en matériau métallique.
L’élément d’interface peut être réalisé en alliage métallique haute température, à base de nickel ou de cobalt par exemple (Inconel, Waspaloy, …).
La partie métallique de la bride complémentaire du support peut être réalisée en alliage métallique haute température, à base de nickel ou de cobalt par exemple (Inconel, Waspaloy, …).
En variante, l’élément d’interface et/ou la partie complémentaire de la bride du support peuvent être réalisés en oxyde monolithique (ex : Al2O3 alumine), par exemple en prévoyant un degré de liberté circonférentiel. De tels matériaux présentent un coefficient de dilatation thermique intermédiaire (8.0E-6°C-1), situé entre le coefficient de dilatation thermique d’un matériau de type CMC base carbure (4.5E-6°C-1) et le coefficient de dilatation thermique du métal (15E-6°C-1). L’oxyde monolithique présente l’avantage de distribuer la dilation différentielle et de se dilater de façon intermédiaire, tout en étant relativement dur. L’usure est alors moins présente.
L’élément d’interface peut être monté, au moins en partie, dans une zone en creux de la bride du secteur.
Ladite zone en creux peut être décalée radialement par rapport à l’extrémité radialement externe de la bride correspondante du secteur. En d’autres termes, ladite zone en creux ne débouche pas radialement vers l’extérieur, au niveau de l’extrémité libre (i.e. l’extrémité radialement externe) de la bride correspondante.
La bride du secteur et l’élément d’interface peuvent s’étendre chacun circonférentiellement en arc de cercle.
L’élément d’interface peut présenter une surface plane s’étendant radialement, en appui sur la bride complémentaire du support.
En variante, l’élément d’interface peut présenter une surface courbe convexe, en appui sur la bride complémentaire du support. Une telle surface courbe permet de favoriser un appui continu lors d’une éventuelle déformation des brides sous chargement thermique et mécanique.
La bride complémentaire du support peut présenter une surface plane s’étendant radialement, en appui sur l’élément d’interface.
Le secteur peut comporter au moins une fente d’étanchéité destinée à loger une ou plusieurs tôles d’étanchéité. De préférence, l’élément d’interface est situé radialement à l’extérieur de ladite fente.
Le présent document concerne également une turbine pour une turbomachine comportant un ensemble du type précité.
Le présent document concerne en outre une turbomachine comportant une turbine du type précité.
La illustre une partie d’un anneau 12 en CMC similaire à celui décrit précédemment, formé de plusieurs secteurs 14 en CMC et comportant chacun une partie 15 s’étendant axialement ou base annulaire ainsi qu’une bride amont 16 et une bride aval 17, décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la base 15.
Chaque secteur d’anneau en CMC est monté sur un support annulaire 18 métallique d’un carter fixe de la turbine, entourant ledit anneau 12. Le support annulaire 18 comporte une partie annulaire 19 s’étendant axialement, également appelée virole, ainsi qu’une bride complémentaire amont 20 et une bride complémentaire aval 21, s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la virole 19.
La bride amont 16 de chaque secteur 14 vient en appui dans la direction axiale DA sur la bride amont complémentaire 20 du support 18, par l’intermédiaire d’un élément d’interface 31 amont. De même, comme illustré à la , la bride aval 17 de chaque secteur 14 vient en appui dans la direction axiale DA sur la bride aval complémentaire 21 du support 18, par l’intermédiaire d’un élément d’interface 31 aval.
D'autres moyens, tels que des flasques annulaires, des pions 22 et des ensembles vis/écrous permettent d'immobiliser les secteurs d'anneau 14, aussi bien en direction axiale DA que radiale DR. En particulier, des pions 22 solidaires des brides 20, 21 du support 18 sont engagés dans des trous oblongs des brides 16, 17 de l’anneau 12.
Chaque élément d’interface 31 est monté de façon amovible dans une zone en creux 32 ou gorge de la bride correspondante 16, 17 du secteur 14. En particulier, chaque élément d’interface 31 et chaque zone en creux 32 présentent une forme en arc de cercle et s’étendent dans la direction circonférentielle. Chaque élément d’interface 31 comporte une partie de montage 33 engagée dans la gorge 32 correspondante et une partie d’appui 34 définissant une surface radiale d’appui 30, s’étendant circonférentiellement en arc de cercle. La bride complémentaire correspondante 20, 21 du support 18 comporte également une surface plane radiale d’appui complémentaire 30a, venant en appui sur la surface d’appui 30 correspondante.
En variante, la surface 30 peut être une surface courbe convexe.
Chaque élément d’interface 31 est réalisé en métal, par exemple en alliage métallique haute température, à base de nickel ou de cobalt par exemple (Inconel, Waspaloy, …). Par ailleurs, chaque bride complémentaire 20, 21 est réalisée en alliage métallique haute température, à base de nickel ou de cobalt par exemple (Inconel, Waspaloy, …).
Comme illustré à la , la bride 17 et éventuellement la partie axiale 15 du secteur 14 peuvent comporter au moins une fente d’étanchéité 35 destinée à loger une ou plusieurs tôles d’étanchéité. De préférence, l’élément d’interface 31, en particulier la partie de montage 33, est située radialement à l’extérieur de la fente 35.
La dimension radiale a de la partie de montage 33 peut être comprise entre 2,5 et 6 mm. La dimension axiale b de la partie de montage 33 peut être comprise entre 0,5 et 2 mm.
La dimension axiale c de la partie d’appui 34 peut être comprise entre 0,5 et 3 mm. La dimension radiale d de la zone d’appui entre les surfaces 30 et 30a peut être comprise entre 1,5 et 5 mm, par exemple de l’ordre de 2 mm.
La illustre une variante de réalisation dans laquelle la zone en creux 32 est décalée radialement vers l’intérieur par rapport à la . La position radiale de cette zone en creux 32 peut ainsi varier en fonction des applications. De préférence, cette zone en creux 32 est décalée radialement par rapport à l’extrémité radialement externe 17a de la bride correspondante 17 du secteur 14. En d’autres termes, ladite zone en creux 32 ne débouche pas radialement vers l’extérieur, au niveau de l’extrémité libre 17a (i.e. l’extrémité radialement externe 17a) de la bride 17 correspondante.
Claims (10)
- Ensemble de turbine pour une turbomachine (2), s’étendant autour d’un axe et comportant
- une pluralité de secteurs d’anneau (14) formant un anneau (12) de turbine, chaque secteur d’anneau (14) comportant une partie axiale (15) et au moins une bride (16, 17) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis ladite partie axiale (15) du secteur (14),
- un support (18) entourant ledit anneau (12), chaque secteur d’anneau (14) étant monté sur ledit support (18), ledit support (18) comportant une partie axiale (19) et au moins une bride complémentaire (20, 21) s’étendant radialement vers l’intérieur depuis ladite partie axiale (19) du support (18),
caractérisé en ce qu’il comporte au moins un élément d’interface (31) en matériau métallique solidaire de la bride (16, 17) du secteur (14) et intercalé entre la partie en matériau céramique de la bride (16, 17) du secteur (14) et la partie métallique de la bride complémentaire (20, 21) du support (18), la bride (16, 17) du secteur (14) venant en appui sur la bride complémentaire (20, 21) du support (18) par l’intermédiaire de l’élément d’interface (31). - Ensemble de turbine selon la revendication précédente, dans lequel l’élément d’interface (31) est monté de façon amovible sur la bride (16, 17) du secteur (14).
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque secteur (14) comporte deux brides (16, 17) décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant chacune radialement vers l’extérieur depuis la partie axiale (15) du secteur (14), et dans lequel le support (18) comporte deux brides complémentaires (20, 21) décalées axialement l’une de l’autre et s’étendant chacune radialement vers l’intérieur depuis la partie axiale (19) du support (18), au moins un élément d’interface (31) métallique étant intercalé entre au moins l’une des brides (16, 17) du secteur (14) et la bride complémentaire (20, 21) correspondante du support (18).
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pour chaque secteur d’anneau (14), la partie axiale (15) et la bride (16, 17) dudit secteur (14) sont réalisées de façon monobloc en matériau composite à matrice céramique.
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la partie axiale (19) et la bride complémentaire (20, 21) du support (18) sont réalisées de façon monobloc en matériau métallique.
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’interface (31) est réalisée en alliage métallique à base de nickel ou de cobalt.
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la partie métallique de la bride complémentaire (20, 21) du support (18) est réalisée en alliage métallique à base de nickel ou de cobalt.
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’interface (31) est monté, au moins en partie, dans une zone en creux (32) de la bride (16, 17) du secteur (14).
- Ensemble de turbine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la bride (16, 17) du secteur (14) et l’élément d’interface (31) s’étendent chacun circonférentiellement en arc de cercle.
- Turbine pour une turbomachine (2) comportant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20180149034A1 (en) * | 2015-05-22 | 2018-05-31 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly supported by flanges |
| US20180363507A1 (en) * | 2015-12-18 | 2018-12-20 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly with support when cold and when hot |
| US20180363506A1 (en) * | 2015-12-18 | 2018-12-20 | Safran Aircraft Engines | A turbine ring assembly with resilient retention when cold |
| US20190040758A1 (en) * | 2015-10-05 | 2019-02-07 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly with axial retention |
| EP3857030A1 (fr) | 2018-09-25 | 2021-08-04 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbine de turbomachine et turbomachine associée |
| FR3108671A1 (fr) | 2020-03-24 | 2021-10-01 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau et de distributeur de turbine de turbomachine |
-
2022
- 2022-11-24 FR FR2212305A patent/FR3142504A1/fr active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20180149034A1 (en) * | 2015-05-22 | 2018-05-31 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly supported by flanges |
| US20190040758A1 (en) * | 2015-10-05 | 2019-02-07 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly with axial retention |
| US20180363507A1 (en) * | 2015-12-18 | 2018-12-20 | Safran Aircraft Engines | Turbine ring assembly with support when cold and when hot |
| US20180363506A1 (en) * | 2015-12-18 | 2018-12-20 | Safran Aircraft Engines | A turbine ring assembly with resilient retention when cold |
| EP3857030A1 (fr) | 2018-09-25 | 2021-08-04 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbine de turbomachine et turbomachine associée |
| FR3108671A1 (fr) | 2020-03-24 | 2021-10-01 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau et de distributeur de turbine de turbomachine |
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