EP1265036B1 - Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique - Google Patents

Montage élastique de chambre de combustion CMC de turbomachine dans un carter métallique Download PDF

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EP1265036B1
EP1265036B1 EP02291365A EP02291365A EP1265036B1 EP 1265036 B1 EP1265036 B1 EP 1265036B1 EP 02291365 A EP02291365 A EP 02291365A EP 02291365 A EP02291365 A EP 02291365A EP 1265036 B1 EP1265036 B1 EP 1265036B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
combustion chamber
turbomachine according
gasket
composite material
turbomachine
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP02291365A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1265036A1 (fr
Inventor
Pierre Camy
Benoît Carrere
Eric Conete
Alexandre Forestier
Georges Habarou
Didier Hernandez
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
SNECMA SAS
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/60—Assembly methods
    • F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
    • F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation

Definitions

  • the present invention relates to the specific field of turbomachines and is more particularly concerned with the problem of mounting a combustion chamber made of a composite material of the CMC (ceramic matrix composite) type in the metal casing of a turbomachine.
  • CMC ceramic matrix composite
  • Such a turbomachine is known from GB 1,570,875 .
  • the high pressure turbine including its inlet nozzle (HPT nozzle), the combustion chamber and the housing (also called envelope) of this chamber are made of the same material, generally metallic .
  • HPT nozzle inlet nozzle
  • the combustion chamber and the housing (also called envelope) of this chamber are made of the same material, generally metallic .
  • the use of a metal chamber is from a thermal point of view totally inadequate and it must be resorted to a chamber based on CMC type high temperature composite materials.
  • the difficulties of implementation of these materials and their cost make their use is most often limited to the combustion chamber itself, the inlet valve of the high pressure turbine and the casing then remaining more typically made in metallic materials.
  • metal materials and composite materials have very different coefficients of thermal expansion. This results in particularly acute problems of connection between the housing and the combustion chamber and interface at the distributor at the inlet of the high pressure turbine.
  • the present invention overcomes these disadvantages by proposing a mounting of the combustion chamber in the casing having the capacity to absorb the displacements induced by the differences in the expansion coefficients of these parts.
  • An object of the invention is also to provide a mounting which allows a simplification of the manufacture of the combustion chamber.
  • a turbomachine comprising, in an annular envelope of metallic material and in a direction F of flow of gas, a fuel injection assembly, an annular combustion chamber of composite material having a longitudinal axis and an annular distributor of metallic material forming the fixed blade inlet stage of a high pressure turbine, said chamber combustion device made of composite material being held in position in said annular metal casing by a plurality of tongues of elastic material, regularly distributed around said combustion chamber, characterized in that each of these tabs comprises three branches connected in a star, the ends of two of these three branches being fixed integrally to a downstream end of said combustion chamber of composite material, opposite to said injection system, respectively first and second fixing means and the end of the last of these three branches being fixed solidarily to said annular metallic envelope by third securing means, the elasticity of said fastening tabs allowing high temperatures free radial expansion of said combustion chamber relative to said annular envelope.
  • the first, second and third fixing means are each preferably constituted by a plurality of bolts.
  • only the third fastening means are constituted by a plurality of bolts, the first and second fixing means being each preferably constituted by a plurality of crimping elements.
  • the turbomachine of the invention further comprises a closing ferrule of ceramic composite material fixedly secured to said downstream end of said combustion chamber and intended to form a support plane for a seal ensuring the seal between said chamber of combustion and said dispenser.
  • This closure ferrule is preferably brazed to said downstream end of the combustion chamber. It may comprise a return portion disposed in the extension of the wall of the combustion chamber.
  • the support plane of the seal is formed in a plane perpendicular to said longitudinal axis of said combustion chamber.
  • the support plane of the seal is formed in a plane parallel to said longitudinal axis of said combustion chamber.
  • the seal is preferably of the "omega" seal type.
  • the support plane of the seal is formed in a plane inclined with respect to said longitudinal axis of said combustion chamber.
  • the seal is preferably of the type "slatted" seal held against said closure ferrule by means of an elastic element secured to said distributor.
  • this seal may comprise a plurality of calibrated leak holes.
  • Through-holes 54, 56 formed in the external metal 46 and inner metal platforms 48 of the distributor 42 are furthermore provided to ensure cooling of the fixed vanes 44 of the inlet distributor of the rotor of the high-pressure turbine from the compressed oxidant available at the outlet of the diffusion duct 18 and flowing in two flows F1, F2 on either side of the combustion chamber 24.
  • These fixing tabs are mounted for a first part of them (see the tab referenced 58) between the outer annular casing 12 and the outer axial wall 26 of the combustion chamber and for a second part (like the tongue 60). between the inner annular casing 14 and the inner axial wall 28 of the combustion chamber.
  • Each flexible fastening tab of metal material for example the tongue 58 shown on the figure 3 , consists of three branches connected in a star to have a general shape of Y with three points of attachment, the ends 62a, 62b; 64a, 64b of two of these three branches being fixed integrally at a downstream end, opposite to the injection system 20, flange 68, 70 (that is disposed in a plane perpendicular to the longitudinal axis 10 of the chamber ) of the outer axial wall 26 and inner 28 of the composite material combustion chamber by respectively first 72a, 74a and second 72b, 74b fixing means and the end 76; 78 of the last of these three branches being fastened integrally to one or other of the outer metal annular envelopes 12 or inner 14 by third fastening means 80, 82.
  • third fastening means 80, 82 Note that, depending on the required flexibility, a constant width or not, a form of tongue U or V, or other, since it has three points of attachment would be equally conceivable.
  • a ceramic composite closure ferrule 84, 86 is fixedly held, for example by brazing, against the flange 68, 70 of the combustion chamber to form a support plane for an omega-type circular seal.
  • 88, 90 mounted in a groove 92, 94 of each of the outer 46 and inner platforms 48 of the distributor and intended to seal between the combustion chamber 24 and the distributor 42.
  • this ferrule makes it possible, by its sufficient thickness to "drown" the screw heads of the first 72a, 74a and second 72b, 74b fixing means.
  • the figure 4 illustrates a second embodiment of the invention in which the downstream end of the combustion chamber no longer has a flange configuration, perpendicular to the longitudinal axis of the combustion chamber, but on the contrary a configuration is parallel to this axis is inclined with respect thereto (this inclination being able to go up to 90 °).
  • These non-perpendicular configurations of the downstream end of the chamber provide an improvement in the manufacture of the walls of the chamber, in particular by allowing better densification of the material in the rays.
  • the downstream end 70 of the internal axial wall 28 of the combustion chamber has a configuration parallel to the longitudinal axis 10 of this chamber (see the detail of FIG. figure 6 ) and comes in radial support, via the shell of composite material 86, against the inner circular platform 48 of the distributor.
  • this platform is provided with a groove 94 in which is housed a gasket 90 of "omega" type for sealing between the combustion chamber 24 and the distributor 42, at the inner axial wall of this chamber.
  • the downstream end 68 of the outer axial wall 26 of the combustion chamber has for its part, as shown in the detail of the figure 5 , a configuration inclined relative to the longitudinal axis 10 of the chamber.
  • a shell of composite material 84 is preferably brazed to the downstream end to form a support plane for a seal sealing between the combustion chamber 24 and the distributor 42, at this time of the outer axial wall of this chamber.
  • the seal now consists of a "lamellar" type circular seal 106 held against an elastic member 108, preferably a leaf spring, integral with the dispenser.
  • FIG. 5A illustrates another variant of an embodiment of the invention in which the fixing of the tongues 58 to the downstream end of the combustion chamber 68 is performed by a crimped connection, the bolts 72a, 72b being replaced by elements of crimp 72c, 72d.
  • the closure ring 84 is advantageously provided with a chamber return portion 84a disposed in the extension of the outer wall 26 of the combustion chamber.
  • calibrated leakage orifices 110 are provided at the joint 106.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Description

    Domaine de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine spécifique des turbomachines et elle s'intéresse plus particulièrement au problème posé par le montage d'une chambre de combustion en matériau composite de type CMC (composite à matrice céramique) dans le carter métallique d'une turbomachine.
  • Une telle turbomachine est connue à partir de GB 1 570 875 .
    • Art antérieur
  • Classiquement, dans un turboréacteur ou un turbopropulseur, la turbine haute pression, notamment son distributeur d'entrée (HPT nozzle), la chambre de combustion ainsi que le carter (appelé aussi enveloppe) de cette chambre sont réalisés dans un même matériau, généralement métallique. Cependant, dans certaines conditions particulières d'utilisation mettant en oeuvre des températures de combustion notablement élevées, l'emploi d'une chambre métallique s'avère d'un point de vue thermique totalement inadaptée et il doit être recouru à une chambre à base de matériaux composites haute température de type CMC. Toutefois, les difficultés de mise en oeuvre de ces matériaux et leur coût font que leur utilisation est le plus souvent limitée à la chambre de combustion elle même, le distributeur d'entrée de la turbine haute pression et le carter restant alors réalisés plus classiquement en des matériaux métalliques. Or, les matériaux métalliques et les matériaux composites ont des coefficients de dilatation thermique très différents. Il en résulte des problèmes particulièrement aigus de liaison entre le carter et la chambre de combustion et d'interface au niveau du distributeur, en entrée de la turbine haute pression.
    • Objet et définition de l'invention
  • La présente invention pallie ces inconvénients en proposant un montage de la chambre de combustion dans le carter ayant la capacité d'absorber les déplacements induits par les différences des coefficients de dilatation de ces pièces. Un but de l'invention est aussi de proposer un montage qui permette une simplification de la fabrication de la chambre de combustion.
  • Ces buts sont atteints par une turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant, une chambre de combustion annulaire en matériau composite ayant un axe longitudinal et un distributeur annulaire en matériau métallique formant l'étage d'entrée à aubes fixes d'une turbine haute pression, ladite chambre de combustion en matériau composite étant maintenue en position dans ladite enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes en matériau élastique, régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, caractérisée en ce que chacune de ces languettes comporte trois branches reliées en étoile, les extrémités de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval de ladite chambre de combustion en matériau composite, opposée audit système d'injection, par respectivement des premiers et seconds moyens de fixation et l'extrémité de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique par des troisièmes moyens de fixation, l'élasticité desdites languettes de fixation permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion par rapport à ladite enveloppe annulaire.
  • Avec cette structure particulière de liaison fixe, les différentes usures dues aux corrosions de contact des systèmes de l'art antérieur peuvent être évitées et la présence des languettes élastiques en lieu et place des brides traditionnelles permet un gain en masse particulièrement appréciable. En outre, ces languettes, de part leur élasticité, permettent de supporter facilement l'écart de dilatation apparaissant aux températures élevées entre pièces métalliques et composites tout en assurant un parfait maintien et bon centrage de la chambre de combustion dans le carter.
  • Dans un premier mode de réalisation, les premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués chacun de préférence par une pluralité de boulons. Dans un mode de réalisation alternatif, seuls les troisièmes moyens de fixation sont constitués par une pluralité de boulons, les premiers et seconds moyens de fixation étant constitués chacun de préférence par une pluralité d'éléments de sertissage.
  • Avantageusement, la turbomachine de l'invention comporte en outre une virole de fermeture en matériau composite céramique fixée solidairement à ladite extrémité aval de ladite chambre de combustion et destinée à former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité assurant l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur. Cette virole de fermeture est de préférence brasée sur ladite extrémité aval de la chambre de combustion. Elle peut comporter une partie en retour disposée dans le prolongement de la paroi de la chambre de combustion.
  • Selon une première variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  • Selon une seconde variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan parallèle audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  • Dans ces deux variantes de configuration, le joint d'étanchéité est de préférence du type joint « oméga ».
  • Selon une troisième variante de réalisation préférentielle, le plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan incliné par rapport audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion. Dans cette configuration, le joint d'étanchéité est de préférence du type joint « à lamelles » maintenu contre ladite virole de fermeture au moyen d'un élément élastique solidaire dudit distributeur. Avantageusement, ce joint peut comporter une pluralité d'orifices de fuite calibrés.
    • Brève description des dessins
  • Les caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront mieux de la description suivante, faite à titre indicatif et non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine dans un premier mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 2 est une vue agrandie d'une partie de la figure 1,
    • la figure 3 montre une languette de fixation de la chambre de combustion,
    • la figure 4 est une vue schématique en demi-coupe axiale d'une partie centrale d'une turbomachine dans un second mode de réalisation de l'invention,
    • la figure 5 est une vue agrandie d'une partie de la figure 3,
    • la figure 5A illustre une variante de réalisation de l'invention, et
    • la figure 6 illustre une autre partie de la figure 3.
    Description détaillée d'un mode de réalisation préférentiel
  • La figure 1 montre en demi-coupe axiale une partie centrale d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur (appelé turbomachine dans la suite de la description) comprenant :
    • . une enveloppe annulaire externe (ou carter externe) 12 en matériau métallique, d'axe longitudinal 10,
    • . une enveloppe annulaire interne (ou carter interne) coaxiale 14 également en matériau métallique,
    • . un espace annulaire 16 compris entre les deux enveloppes 12 et 14 recevant le comburant comprimé, généralement de l'air, provenant en amont d'un compresseur (non représenté) de la turbomachine, au travers d'un conduit annulaire de diffusion 18 définissant un flux général F d'écoulement des gaz,
    cet espace 16 comportant, dans le sens d'écoulement des gaz, tout d'abord un ensemble d'injection formé d'une pluralité de systèmes d'injection 20 régulièrement répartis autour du conduit 18 et comportant chacun une buse d'injection de carburant 22 fixée sur l'enveloppe annulaire externe 12 (dans un souci de simplification des dessins le mélangeur et le déflecteur associés à chaque buse d'injection n'ont pas été représentés), ensuite une chambre de combustion 24 en matériau composite haute température, par exemple de type CMC ou autres (carbone par exemple), formée d'une paroi axiale externe 26 et d'une paroi axiale interne 28, toutes deux coaxiales d'axe 10, et d'une paroi transversale 30 qui constitue le fond de cette chambre de combustion et qui comporte des rabats 32, 34 fixés par tous moyens adaptés, par exemple des boulons métalliques ou réfractaires à vis à tête conique, sur des extrémités amont 36, 38 des parois axiales 26, 28, ce fond de la chambre 30 étant pourvu d'orifices de passage 40 pour permettre l'injection du carburant et d'une partie du comburant dans la chambre de combustion 24, et enfin un distributeur annulaire 42 en matériau métallique formant un étage d'entrée d'une turbine haute pression (non représentée) et comportant classiquement une pluralité d'aubes fixes 44 montées entre une plate-forme circulaire externe 46 et une plate-forme circulaire interne 48. Le distributeur repose notamment sur des moyens support 49 solidaire de l'enveloppe annulaire de la turbomachine et il est fixé à celle-ci par des premiers moyens de fixation amovibles constitués de préférence par une pluralité de boulons 50.
  • Des orifices de passage 54, 56 ménagés dans les plates-formes métalliques externe 46 et interne 48 du distributeur 42 sont en outre prévus pour assurer un refroidissement des aubes fixes 44 du distributeur en entrée du rotor de la turbine haute pression à partir du comburant comprimé disponible en sortie du conduit de diffusion 18 et s'écoulant en deux flux F1, F2 de part et d'autre de la chambre de combustion 24.
  • Selon un premier mode de réalisation de l'invention, la chambre de combustion 24, qui a un coefficient de dilatation thermique très différent des autres pièces métalliques formant la turbomachine, est maintenue fixement en position dans l'enveloppe annulaire par une pluralité de languettes souples 58, 60 régulièrement réparties autour de la chambre de combustion (la figure 2 illustre une de ces fixations). Ces languettes de fixation sont montées pour une première partie d'entre elles (voir la languette référencée 58) entre l'enveloppe annulaire externe 12 et la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion et pour une seconde partie (comme la languette 60) entre l'enveloppe annulaire interne 14 et la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion.
  • Chaque languette de fixation souple en matériau métallique, par exemple la languette 58 représentée sur la figure 3, est constituée de trois branches reliées en étoile pour présenter une forme générale de Y avec trois points d'attache, les extrémités 62a, 62b; 64a, 64b de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval, opposée au système d'injection 20, formant bride 68, 70 (c'est à dire disposée dans un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal 10 de la chambre) de la paroi axiale externe 26 et interne 28 de la chambre de combustion en matériau composite par respectivement des premiers 72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation et l'extrémité 76 ; 78 de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à l'une ou l'autre des enveloppes annulaires métalliques externe 12 ou interne 14 par des troisièmes moyens de fixation 80, 82. On notera que, selon la souplesse recherchée, une largeur constante ou non, une forme de languette en U ou en V, ou autre, dans la mesure où elle comporte trois points d'attache serait tout aussi envisageable.
  • Une virole de fermeture en matériau composite céramique 84, 86 est maintenue fixement, par exemple par brasage, contre la bride 68, 70 de la chambre de combustion pour former un plan d'appui pour un joint circulaire d'étanchéité de type « oméga » 88, 90 monté dans une rainure 92, 94 de chacune des plates-formes externe 46 et interne 48 du distributeur et destiné à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et le distributeur 42. En outre, cette virole permet de par son épaisseur suffisante de « noyer » les têtes de vis des premiers 72a, 74a et seconds 72b, 74b moyens de fixation.
  • Quant à l'étanchéité des flux d'écoulement de gaz entre la chambre de combustion et la turbine, il est réalisé d'une part par un autre joint circulaire d'étanchéité de type « oméga » 96 monté dans une rainure circulaire 98 d'une bride de l'enveloppe annulaire interne 14 en contact direct avec la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur et d'autre part par un joint « à lamelles » 100 monté dans une gorge circulaire 102 de la plate-forme circulaire externe du distributeur 46 et dont une extrémité est en contact directement avec un béquet circulaire 104 de l'enveloppe annulaire externe 12.
  • La figure 4 illustre un second mode de réalisation de l'invention dans lequel l'extrémité aval de la chambre de combustion ne présente plus une configuration en bride, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la chambre de combustion, mais au contraire une configuration soit parallèle à cet axe soit incliné par rapport à celui-ci (cette inclinaison pouvant aller jusqu'à 90°). Ces configurations non perpendiculaires de l'extrémité aval de la chambre offrent une amélioration en matière de fabrication des parois de la chambre en permettant notamment une meilleure densification du matériau dans les rayons.
  • Dans l'exemple illustré, l'extrémité aval 70 de la paroi axiale interne 28 de la chambre de combustion présente une configuration parallèle à l'axe longitudinal 10 de cette chambre (voir le détail de la figure 6) et vient en appui radial, via la virole en matériau composite 86, contre la plate-forme circulaire interne 48 du distributeur. Comme dans la version précédente, cette plate-forme est munie d'une rainure 94 dans laquelle vient se loger un joint d'étanchéité 90 de type « oméga » destiné à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau de la paroi axiale interne de cette chambre. Par contre, l'extrémité aval 68 de la paroi axiale externe 26 de la chambre de combustion présente quant à elle, comme le montre le détail de la figure 5, une configuration inclinée par rapport à l'axe longitudinal 10 de la chambre. Comme précédemment, une virole en matériau composite 84 est de préférence brasée sur l'extrémité aval pour former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité assurant l'étanchéité entre la chambre de combustion 24 et la distributeur 42, au niveau cette fois de la paroi axiale externe de cette chambre. Toutefois, du fait de la configuration inclinée, le joint est maintenant constitué d'un joint circulaire de type « à lamelles » 106 maintenu à l'encontre d'un élément élastique 108, de préférence un ressort à lames, solidaire du distributeur.
  • La figure 5A illustre une autre variante d'un mode de réalisation de l'invention dans lequel la fixation des languettes 58 à l'extrémité aval de la chambre de combustion 68 est effectuée par une liaison sertie, les boulons 72a, 72b étant remplacés par des éléments de sertissage 72c, 72d. De même, pour assurer au mieux l'écoulement des gaz de la veine, la virole de fermeture 84 est avantageusement munie d'une partie de retour chambre 84a disposée dans le prolongement de la paroi externe 26 de la chambre de combustion. Pour assurer le refroidissement de la zone morte ainsi créée sous le distributeur 46 par la partie en retour de la virole de fermeture (dans le cas d'une liaison boulonnée), des orifices de fuite calibrés 110 sont prévus au niveau du joint 106.
  • On notera que, si la figure 4 montre une configuration avec une extrémité aval de la paroi axiale interne parallèle et une extrémité aval de la paroi externe inclinée d'environ 45°, il est bien entendu tout a fait possible de prévoir la configuration inverse avec une extrémité aval de la paroi axiale externe parallèle et une extrémité aval de la paroi interne inclinée. Dans toutes les configurations fonctionnelles, la souplesse des languettes de fixation 58, 60 permet de supporter l'écart de dilatation thermique apparaissant aux températures élevées entre la chambre de combustion en matériau composite et l'enveloppe annulaire métallique tout en assurant le maintien et le positionnement de cette chambre.

Claims (13)

  1. Turbomachine comportant, dans une enveloppe annulaire en matériau métallique (12, 14) et selon un sens F d'écoulement des gaz, un ensemble d'injection d'un carburant (20 ; 22), une chambre de combustion annulaire en matériau composite (24) ayant un axe longitudinal (10) et un distributeur annulaire en matériau métallique (42) formant l'étage d'entrée à aubes fixes (44) d'une turbine haute pression, ladite chambre de combustion en matériau composite étant maintenue en position dans ladite enveloppe annulaire métallique par une pluralité de languettes métalliques souples (58, 60), régulièrement réparties autour de ladite chambre de combustion, caractérisée en ce que chacune de ces languettes comporte trois branches reliées en étoile, les extrémités (62a, 62b ; 64a, 64b) de deux de ces trois branches étant fixées solidairement à une extrémité aval (68, 70) de ladite chambre de combustion en matériau composite (26, 28), opposée audit système d'injection (20), par respectivement des premiers (72a, 72c ; 74a) et seconds (72b, 72d ; 74b) moyens de fixation et l'extrémité (76, 78) de la dernière de ces trois branches étant fixée solidairement à ladite enveloppe annulaire métallique (12, 14) par des troisièmes moyens de fixation (80, 82), la souplesse desdites languettes de fixation permettant à des températures élevées une libre dilatation radiale de ladite chambre de combustion en matériau composite par rapport à ladite enveloppe annulaire métallique.
  2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers, seconds et troisièmes moyens de fixation sont constitués chacun par une pluralité de boulons (72a, 74a ; 72b, 74b ; 80, 82).
  3. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premiers et seconds moyens de fixation sont constitués chacun par une pluralité d'éléments de sertissage (72c, 72d), lesdits troisièmes moyens de fixation étant constitués par une pluralité de boulons (80, 82).
  4. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une virole de fermeture en matériau composite céramique (84, 86) fixée solidairement à ladite extrémité aval de ladite chambre de combustion et destinée à former un plan d'appui pour un joint d'étanchéité (88, 90, 106) assurant l'étanchéité entre ladite chambre de combustion et ledit distributeur.
  5. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture est brasée sur ladite extrémité aval de la chambre de combustion.
  6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ladite virole de fermeture comporte une partie en retour (84a) disposée dans le prolongement de la paroi de la chambre de combustion (26).
  7. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan perpendiculaire audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  8. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan parallèle audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  9. Turbomachine selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint « oméga » (88, 90).
  10. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit plan d'appui du joint d'étanchéité est formé dans un plan incliné par rapport audit axe longitudinal de ladite chambre de combustion.
  11. Turbomachine selon la revendication 10, caractérisée en ce que ledit joint d'étanchéité est du type joint « à lamelles » (106).
  12. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit joint « à lamelles » est maintenu contre ladite virole de fermeture au moyen d'un élément élastique (108) solidaire dudit distributeur.
  13. Turbomachine selon la revendication 11, caractérisée en ce que ledit joint « à lamelles » comporte une pluralité d'orifices de fuite calibrés (110).
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