CA3050016C - Ensemble d'anneau de turbine - Google Patents

Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau (10) en materiau composite a matrice ceramique formant un anneau de turbine (1) et une structure de support d'anneau (3), chaque secteur (10) ayant, selon un premier plan de coupe defini par une direction axiale (Da) et une direction radiale (Dr) de 1'anneau (1), une partie formant une base annulaire (12) avec, dans la direction radiale (Dr), une face interne

Description

 CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 1 Ensemble d'anneau de turbine Arriere-plan de l'invention L'invention concerne tin ensemble d'anneau de turbine 5 comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique ainsi qu'une structure de support d'anneau, nommee egalement carter. Le domaine d'application de I'invention est notamment celui des moteurs aeronautiques a turbine a gaz. L'invention est toutefois applicable 10 a d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles. Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entierement metalliques, il est necessaire de refroidir tous les elements de I'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du 15 moteur puisque le flux de refroidissement utilise est preleve sur le flux principal du moteur. En outre, I'utilisation de metal pour l'anneau de turbine limite les possibilites d'augmenter la temperature au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'ameliorer les performances des moteurs aeronautiques. 20 Afin de tenter de resoudre ces problemes, il a ete envisage de realiser des secteurs d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique (CMC) afin de s'affranchir de la mise en oeuvre d'un materiau metallique. Les materiaux CMC presentent de bonnes proprietes 25 mecaniques les rendant aptes a constituer des elements de structures et conservent avantageusement ces proprietes a temperatures elevees. La mise en oeuvre de materiaux CMC a avantageusement permis de reduire le flux de refroidissement a imposer lors du fonctionnement et done a augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en oeuvre 30 de materiaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de reduire I'effet de dilatation a chaud rencontre avec les pieces metalliques. Toutefois, les materiaux CMC sont tres raides et presentent un admissible mecanique faible en comparaison avec les alliages metalliques 35 utilises traditionnellement.  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 2 En outre, dans un moteur aeronautique a turbine a gaz, l'anneau de turbine haute pression est confronte a une source chaude, la veine, et une source froide qui est la cavite entre l'anneau et Ie carter, appelee par la suite « cavite anneau ». 5 En effet, la cavite anneau doit etre a une pression superieure a celle de la veine afin d'eviter que l'air de la veine ne puisse remonter et ne vienne bruler les pieces metalliques. Cette surpression est obtenue en prelevant de l'air au niveau du compresseur et en l'amenant dans la cavite anneau, ce qui explique que cet air soit « froid », puisqu'il n'est pas 10 chauffe dans la chambre de combustion. Ce besoin en surpression rend impossible la coupure totale de l'alimentation en air « froid » de la cavite anneau et done impossible la suppression de la source froide. II est done impossible d'avoir un anneau avec une temperature homogene. Des lors, il va y avoir des gradients 15 thermiques importants, qui vont generer des contraintes mecaniques dans l'anneau. Des etudes ont montre qu'il etait necessaire d'avoir un gradient thermique Ie plus radial possible, e'est-a-dire d'avoir des gradients thermiques axiaux et tangentiels les plus faibles possibles. 20 Une technique connue pour optimiser Ie refroidissement de la cavite anneau consiste a faire de I'impact : l'air de refroidissement passe a travers une tole multi-perforee, ce qui l'accelere et augmente les coefficients d'echange avec la surface en vis-a-vis, qui correspond, dans Ie cas present, a la face superieure de l'anneau. Cela permet, avec la meme 25 temperature et Ie meme debit d'air de refroidissement, de refroidir plus efficacement une zone de l'anneau. Toutefois, il faut forcer Ie passage de l'air a travers cette tole. Sinon, l'air ne passera pas par les trous et Ie refroidissement sera inefficace. Sur anneau metallique, cela est realise au moyen d'une soudure 30 sur Ie pourtour de l'anneau. Transposer cette technologic sur anneau en CMC est impossible pour deux raisons. Premierement, Ie coefficient de dilatation entre une tole metallique et un anneau en CMC est trap important. Les deux pieces vont 35 se deformer trop differemment pour avoir un maintien et une etancheite durable dans Ie temps.  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 3 Deuxiemement, il est impossible de souder des pieces en materiau CMC. La tole multi-perforee aurait pu etre realisee en CMC afin de pallier la difficulty du premier point. Cependant, il n'existe pas actuellement de technique de soudage/brasage d'une piece en CMC avec 5 une autre. Une solution est d'exploiter Ie flux d'air dans la cavite anneau et de Ie faire travailler « intelligemment » de fagon a attenuer les gradients axiaux et azimutaux. Pour cela, une technique connue consiste a incliner les trous d'alimentations de la cavite anneau pour induire un effet de 10 tourbillon, ou « swirl » en anglais, et augmenter les coefficients d'echange et I'efficacite de refroidissement sur Ie patin de l'anneau. Cette solution n'est pas adaptable aux anneaux de turbine presents sur les moteurs, car la presence de murets a chaque extremite de portion annulaire d'anneau fait que la cavite anneau n'est pas axy- 15 symetrique, et ne permet pas d'instaurer d'ecoulement tournant global dans la cavite, c'est pourquoi les trous d'alimentation sont aujourd'hui purement axiaux. Objet et resume de ['invention 20 L'invention vise a fournir un ensemble d'anneau de turbine comportant un anneau en materiau ceramique a matrice composite offrant une injection d'un flux d'air dans la cavite anneau supprimant Ie gradient axial de temperature. Un objet de ('invention propose un ensemble d'anneau de 25 turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique formant un anneau de turbine et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant, selon un premier plan de coupe defini par une direction axiale et une direction radiale de l'anneau de turbine, une partie formant base annulaire avec, 30 dans la direction radiale de l'anneau de turbine, une face interne definissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe a partir de laquelle s'etendent une premiere et une seconde pattes d'accrochage definissant entre elles une cavite annulaire ouverte circonferentiellement, la structure de support d'anneau comportant une 35 premiere et une seconde pattes radiales entre lesquelles sont maintenues les premiere et seconde pattes d'accrochage de chaque secteur d'anneau,  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 4 et au moins un orifice d'injection d'un flux d'air de refroidissement dans la cavite annulaire. Selon une caracteristique generale de invention, dans un deuxieme plan de coupe comprenant la direction axiale de l'anneau et une 5 direction orthogonale au premier plan de coupe, ledit orifice d'injection forme avec ladite direction orthogonale au premier plan de coupe un premier angle d'alimentation compris entre -80° et +80° et de preference entre -60° et -30°. L'absence de paroi de separation entre les cavites annulaires 10 des secteurs d'anneau permet de former une cavite annulaire continue sur toute la circonference de l'anneau et ainsi de permettre la generation et la circulation d'un ecoulement tournant du flux d'air refroidissement dans la cavite annulaire de l'anneau. Le premier angle d'alimentation permet de diriger Ie flux d'air 15 de refroidissement injecte au travers de la structure de support d'anneau dans un sens de rotation autour de l'anneau et non axialement, c'est-a- dire orthogonalement a la direction circonferentielle, ou circulaire, de l'anneau. Cela permet de forcer et de guider le flux d'air de refroidissement injecte dans la direction circonferentielle de la cavite 20 annulaire et ainsi de favoriser la formation d'un ecoulement tournant. Dans I'etat de la technique, la tole d'impact fixee directement sur un anneau metallique permet d'augmenter le refroidissement tres localement, alors que I'ecoulement tournant genere par I'objet de ('invention permet d'augmenter le coefficient d'echange global dans la 25 cavite annulaire et ainsi d'ameliorer le profil thermique de l'anneau. Et ce sans avoir besoin d'utiliser une piece supplementalre comme une tole d'impact. Cela permet ainsi de realiser un gain en masse ainsi qu'en temps de fabrication. Selon un premier aspect de I'ensemble d'anneau de turbine, 30 dans ledit premier plan de coupe, I'orifice forme avec la direction axiale un second angle d'alimentation strictement superieur a 0° et inferieur ou egal a 30°. Le second angle d'alimentation permet de diriger le flux d'air de refroidissement vers la cavite annulaire et ainsi d'eviter une interaction 35 avec la patte d'accrochage en regard de I'orifice d'injection.  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 5 Selon un deuxieme aspect de I'ensemble d'anneau de turbine, la structure de support d'anneau comprend une pluralite d'orifices d'injection repartis regulierement sur une meme circonference de l'anneau. 5 Cela permet d'avoir un ecoulement tournant mieux etabli et done une meilleure homogeneite du refroidissement de l'anneau. Selon un troisieme aspect de I'ensemble d'anneau de turbine, chaque secteur d'anneau comprend au moins un perturbateur fluidique disposee sur la face externe de l'anneau a I'interieur de la cavite annulaire. 10 Le perturbateur fluidique dispose dans la cavite annulaire d'un secteur d'anneau permet de creer des turbulences et ainsi d'augmenter les coefficients d'echange avec l'anneau. Dans une variante du troisieme aspect de I'ensemble d'anneau de turbine, chaque secteur d'anneau comprend une pluralite de 15 perturbateurs fluidiques repartis sur la face externe de l'anneau a I'interieur de la cavite annulaire. Un autre de I'objet propose une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que defini ci-dessus. Encore un autre de I'objet propose un aeronef comprenant au 20 moins une turbomachine tel que defini ci-dessus. Breve description des dessins. L’invention sera mieux comprise a la lecture faite ci-apres, a titre indicatif mais non limitatif, en reference aux dessins annexes sur 25 lesquels : - la figure 1 est une vue schematique en coupe axiale d'un premier mode de realisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l’invention ; - la figure 2 est une vue schematique de face de la structure de 30 support d'anneau de I'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1; - la figure 3 est une vue schematique de dessus de la structure de support d'anneau de I'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1; - la figure 4 est vue schematique en coupe axiale d'un second mode de realisation d’un ensemble d'anneau de turbine selon l’invention. 35  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 6 Description detaillee de modes de realisation La figure 1 montre un ensemble d'anneau de turbine haute pression comprenant un anneau de turbine 1 en materiau composite a matrice ceramique (CMC) et une structure metallique de support d'anneau 5 3. L'anneau de turbine 1 entoure un ensemble de pales rotatives (non representees). L'anneau de turbine 1est forme d'une pluralite de secteurs d'anneau 10, la figure 1 etant une vue en section axiale definie par la direction axiale de l'anneau de turbine 1reperee par la fleche DA et par la direction radiale de l'anneau de turbine 1reperee par la fleche Dr. 10 Chaque secteur d'anneau 10 presente, selon un premier plan (note Isur la figure 2) defini par les directions axiale DA et radiale Dr, une section sensiblement en forme de la lettre grecque k inversee. La section comprend en effet une base annulaire 12 et des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16. Les termes "amont" et "aval" sont 15 utilises ici en reference au sens d’ecoulement du flux gazeux dans la turbine represents par la fleche F sur la figure 1. Les pattes du secteur d'anneau 10 pourraient avoir une autre forme, la section du secteur d'anneau presentant un autre forme que n, comme par exemple une forme en k. 20 La base annulaire 12 comporte, suivant la direction radiale Dr de l'anneau 1, une face interne 12a et une face externe 12b opposees I'une a l'autre. La face interne 12a de la base annulaire 12 est revetue d’une couche 13 de materiau abradable formant une barriere thermique et environnementale et definit une veine d’ecoulement de flux gazeux dans 25 la turbine. Les pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 s’etendent en saillie, suivant la direction Dr, a partir de la face externe 12b de la base annulaire 12 a distance des extremites amont et aval 121 et 122 de la base annulaire 12. Les pattes radiales d'accrochage amont et 30 aval 14 et 16 s'etendent sur toute la largeur du secteur d'anneau 10, c'est- a-dire sur tout l'arc de cercle decrit par Ie secteur d'anneau 10, ou encore sur toute la longueur circonferentielle du secteur d'anneau 10. La base annulaire 12 et les pattes d'accrochage amont et aval 14 et 16 de chaque secteur d'anneau 10 forment ensemble une cavite 35 annulaire 120 ouverte sur un cote oppose a la base annulaire 12 et a chaque extremite circulaire du secteur d'anneau 10, c'est-a-dire a chaque  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 7 extremite du secteur d'anneau 10 au contact d'un autre secteur d'anneau 10 lorsque l'anneau 1est assemble. L'anneau 1comprend ainsi une cavite annulaire en communication fluidique sur toute la circonference de l'anneau 1. 5 Comme cela est illustre sur la figure 1, la structure de support d'anneau 3 qui est solidaire d'un carter de turbine comprend une couronne centrale 31 ayant un axe de revolution confondu avec I'axe de revolution de l'anneau de turbine 1 lorsqu'ils sont fixes ensemble. La couronne centrale 31 s'etend dans la direction axiale DA de l'anneau 1 et dans la 10 direction circonferentielle de l'anneau 1. La structure de support d'anneau 3 comprend en outre une bride radiale annulaire amont 32 et une bride radiale annulaire aval 36 qui s'etendent, suivant la direction radiale Dr, depuis la couronne centrale 31 vers Ie centre de l'anneau 1 et dans la direction circonferentielle de l'anneau 1. 15 Comme cela est illustre sur la figure 1, la bride radiale annulaire aval 36 comprend une premiere extremite 361 libre et une seconde extremite 362 solidaire de la couronne centrale 31. La bride radiale annulaire aval 36 comporte une premiere portion 363 et une seconde portion 364, la premiere portion 363 s'etendant entre la premiere 20 extremite 361 et la seconde portion 364, et la seconde portion 364 s'etendant entre la premiere portion 363 et la seconde extremite 362. La premiere portion 363 de la bride radiale annulaire aval 36 est au contact de la patte radiale d'accrochage aval 16. La seconde portion 364 est amincie par rapport a la premiere portion 363 de maniere a donner une 25 certaine souplesse a la bride radiale annulaire aval 36 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1en CMC. De maniere similaire, la bride radiale annulaire amont 32 comprend une premiere extremite 321 libre et une seconde extremite 322 solidaire de la couronne centrale 31. La bride radiale annulaire amont 32 30 comporte une premiere portion 323 et une seconde portion 324, la premiere portion 323 s'etendant entre la premiere extremite 321 et la seconde portion 324, et la seconde portion 324 s'etendant entre la premiere portion 323 et la seconde extremite 322. La premiere portion 323 de la bride radiale annulaire amont 32 est au contact de la patte 35 radiale d'accrochage amont 14. La seconde portion 324 est amincie par rapport a la premiere portion 323 de maniere a donner une certaine  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 8 souplesse a la bride radiale annulaire amont 32 et ainsi ne pas trop contraindre l'anneau de turbine 1en CMC. Dans la direction axiale DA, la bride radiale annulaire aval 36 de la structure de support d'anneau 3 est separee de la bride radiale 5 annulaire amont 32 d'une distance correspondant a I'ecartement des pattes radiales d'accrochage amont et aval 14 et 16 de maniere a maintenir ces dernieres entre la bride radiale annulaire aval 36 et la bride radiale annulaire amont 32. La structure de support d'anneau 3 comprend, pour chaque 10 secteur d'anneau 10, un orifice 4 d'injection d'un flux d'air de refroidissement, represente par la fleche A, dans la cavite annulaire 120. Chaque orifice 4 d'injection est realise dans la seconde portion 324 de la bride radiale annulaire amont 32. Les figures 2 et 3 presentent respectivement une vue 15 schematique de face et une vue schematique de dessus de la structure de support d'anneau 3 de I'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1. Comme illustre sur les figures 2 et 3, I'orifice d'injection 4 presente une direction A non orthogonale avec un deuxieme plan dans lequel s'etend la bride radiale annulaire amont 32, et non comprise dans 20 un troisieme plan orthogonal au plan dans lequel s'etend la bride radiale annulaire amont 32. Le deuxieme plan est defini par la direction radiale Dr et une direction orthogonale au premier plan I. La direction orthogonale au premier plan Iest reperee par la reference Dc et correspondant a la tangente a la direction circonferentielle de l'anneau a I'intersection de la 25 direction circonferentielle avec le premier plan de coupe I. Par la suite la direction Dc orthogonale au premier plan de coupe Iest nommee direction tangentielle Dc. Le troisieme plan est defini par la direction tangentielle Dc et la direction axiale DA. Plus precisement, comme cela est illustre sur la figure 3, dans 30 le troisieme plan, I'orifice d'injection 4 forme avec la direction tangentielle Dc un premier angle d'alimentation ai compris entre -80° et +80° et de preference entre -60° et -30°. Dans le mode de realisation illustre sur les figures 2 et 3, le premier angle d'alimentation ai presente une valeur de 45°. 35 Le premier angle d'alimentation ai permet d'initier une direction au flux d'air de refroidissement injecte par I'orifice d'injection 4 au travers  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 9 de la structure de support d'anneau 3 permettant d'induire un ecoulement circulaire dans la cavite annulaire 120 pour augmenter Ie coefficient d'echange global dans la cavite annulaire et ameliorer Ie profil thermique de I'anneau. 5 Comme cela est illustre sur la figure 1, dans Ie premier plan I defini par la direction radiale DR et la direction axiale DA, I'orifice d'injection 4 forme avec la direction axiale DA un second angle d'alimentation a2 strictement superieur a 0° et inferieur ou egal a 30°. Le second angle d'alimentation a2 permet de diriger Ie flux d'air 10 de refroidissement vers la cavite annulaire 120 et ainsi d'eviter une interaction avec la patte d'accrochage aval 16 et avec la patte d'accrochage amont 14. Sur la figure 4 est illustre une vue schematique en coupe axiale d'un second mode de realisation d’un ensemble d'anneau de turbine selon 15 I'invention. Dans ce second mode de realisation, tous les elements identiques au premier mode de realisation illustre sur les figures 1 a 3 portent les memes references numeriques. Le second mode de realisation differe du premier mode de 20 realisation en ce que chaque secteur d'anneau 10 comprend un bloc de perturbation fluidique 5 monte sur la face externe 12b de I'anneau 1 a I'interieur de la cavite annulaire 120, c'est-a-dire entre les pattes d'accrochage amont et aval 14 et 16, pour creer des turbulences et ainsi augmenter les coefficients d'echange avec I'anneau 1pour chaque secteur 25 d'anneau 10. On decrit maintenant un procede de realisation d'un ensemble d'anneau de turbine correspondant a celui represente sur la figure 1. Chaque secteur d'anneau 10 decrit ci-avant est realise en materiau composite a matrice ceramique (CMC) par formation d'une 30 preforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice ceramique. Pour la realisation de la preforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres ceramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialises par la societe japonaise Nippon Carbon sous la 35 denomination "Hi-NicalonS", ou des fils en fibres de carbone.  CA 03050016 2019-07-11 WO 2018/130766 PCT/FR2018/050023 10 La preforme fibreuse est avantageusement realisee par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec amenagement de zones de deliaison permettant d'ecarter les parties de preformes correspondent aux pattes 14 et 16 des secteurs 10. 5 Le tissage peut etre de type interlock, comme illustre. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent etre utilisees comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se referer au document WO 2006/136755. Apres tissage, I'ebauche peut etre mise en forme pour obtenir 10 une preforme de secteur d'anneau qui est consolidee et densifiee par une matrice ceramique, la densification pouvant etre realisee notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Dans une variante, la preforme textile peut etre un peu durcie par CVI pour qu'elle soit suffisamment rigide pour etre manipulee, avant de faire 15 remonter du silicium liquide par capillarite dans le textile pour faire la densification (« Melt Infiltration »). Un exemple detaille de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment decrit dans le document US 2012/0027572. La structure de support d'anneau 3 est quant a elle realisee en 20 un materiau metallique tel qu'un alliage Waspaloy® ou inconel 718 ou encore C263. La realisation de I'ensemble d'anneau de turbine se poursuit par le montage des secteurs d'anneau 10 sur la structure de support d'anneau 3. Pour cela, les secteurs d'anneau 10 sont assembles ensemble sur un 25 outil annulaire de type « araignee » comportant, par exemple, des ventouses configurees pour maintenir chacune un secteur d'anneau 10. L'assemblage des secteurs d'anneau 10 est realise en inserant des languettes d'etancheite intersectorielle entre chaque paire de secteurs d'anneau. L'anneau 1 est ensuite monte sur la structure de support 30 d'anneau 3 qui comprend un orifice d'injection d'un flux d'air de refroidissement dans la cavite annulaire pour chaque secteur d'anneau 10. L'invention fournit ainsi un ensemble d'anneau de turbine comportant un anneau en materiau ceramique a matrice composite offrant une injection d'un flux d'air dans la cavite anneau supprimant le gradient 35 axial de temperature.

Claims

 CA 3050016 11 REVENDICATIONS 1. Ensemble d’anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un 5 anneau de turbine et une structure de support d’anneau, chaque secteur d’anneau ayant, selon un premier plan de coupe défini par une direction axiale et une direction radiale de l’anneau de turbine, une partie formant base annulaire avec, dans la direction radiale de l’anneau de turbine, une face interne définissant la face interne de l’anneau de turbine et une face 10 externe à partir de laquelle s’étendent une première et une seconde pattes d’accrochage définissant entre elles une cavité annulaire ouverte circonférentiellement, la structure de support d’anneau comportant une couronne centrale et une première et une seconde brides radiales s’étendant 15 radialement vers le centre de l’anneau et entre lesquelles sont maintenues les première et seconde pattes d’accrochage de chaque secteur d’anneau, et au moins un orifice d’injection d’un flux d’air de refroidissement dans la cavité annulaire, dans lequel chacune des première et seconde brides 20 radiales comprend une première extrémité libre, une seconde extrémité solidaire de la couronne centrale, une première portion, et une seconde portion, la première portion s’étendant entre la première extrémité libre et la seconde portion, la seconde portion s’étendant entre la première portion et la seconde extrémité, la première portion étant au contact de l’une des 25 première et seconde patte d’accrochage, et la seconde portion étant amincie par rapport à la première portion, l’orifice d’injection étant disposé dans la seconde portion de l’un des premier et second flasques radiaux, et dans lequel, dans un deuxième plan de coupe comprenant 30 la direction axiale de l’anneau et une direction orthogonale au premier plan de coupe, ledit orifice d’injection forme avec ladite direction orthogonale au premier plan de coupe un premier angle d’alimentation compris entre -80° et +80°. Date reçue / Received date 2024-06-26  CA 3050016 12 2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel, dans ledit premier plan de coupe, l’orifice d’injection forme avec la direction axiale un second angle d’alimentation strictement supérieur à 0° et inférieur ou égal à 30°. 5 3. Ensemble selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel la structure de support d’anneau comprend une pluralité d’orifices d’injection répartis régulièrement sur une même circonférence de l’anneau. 10 4. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel chaque secteur d’anneau comprend au moins un perturbateur fluidique disposée sur la face externe de l’anneau à l’intérieur de la cavité annulaire. 15 5. Ensemble selon la revendication 4, dans lequel chaque secteur d’anneau comprend une pluralité de perturbateurs fluidiques répartis sur la face externe de l’anneau à l’intérieur de la cavité annulaire. 6. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel 20 le premier angle d’alimentation est compris entre -60° et -30°. 7. Turbomachine comprenant un ensemble d’anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 6. Date reçue / Received date 2024-06-26