WO2008132364A1 - Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz - Google Patents

Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
WO2008132364A1
WO2008132364A1 PCT/FR2008/050445 FR2008050445W WO2008132364A1 WO 2008132364 A1 WO2008132364 A1 WO 2008132364A1 FR 2008050445 W FR2008050445 W FR 2008050445W WO 2008132364 A1 WO2008132364 A1 WO 2008132364A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
ring
cmc
turbine
assembly according
metal
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.)
Ceased
Application number
PCT/FR2008/050445
Other languages
English (en)
Inventor
Georges Habarou
Julien Mateo
Eric Bouillon
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 Ceramics SA
Original Assignee
SNECMA Propulsion Solide SA
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 SNECMA Propulsion Solide SA filed Critical SNECMA Propulsion Solide SA
Priority to DE602008002070T priority Critical patent/DE602008002070D1/de
Priority to AT08788004T priority patent/ATE476585T1/de
Priority to US12/531,115 priority patent/US8257029B2/en
Priority to CA2679093A priority patent/CA2679093C/fr
Priority to EP08788004A priority patent/EP2137384B1/fr
Publication of WO2008132364A1 publication Critical patent/WO2008132364A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased 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
    • 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
    • F01D11/125—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 with a reinforcing structure
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • 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
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity
    • 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
    • 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
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to turbine rings for gas turbines, whether they are industrial gas turbines or aeronautical engine gas turbines.
  • a turbine ring defines a flow stream of gas flow through the turbine at a moving wheel thereof. To ensure the best possible performance, it is important to avoid a direct passage of gas between the tops of the vanes of the turbine wheel and the inner surface of the ring.
  • a turbine ring is provided on its inner face with a layer of abradable material with which the blade tips can come into contact without appreciable damage under the effect of dimensional variations of thermal origin or resulting the centrifugal force applied to the blades.
  • the turbine rings are usually made of several adjacent sectors of metal material.
  • the aim of the invention is to propose a simplified assembly for a CMC turbine ring also making it possible to minimize gas leaks between the vein in which a turbine wheel is located opposite the ring and a support structure of the turbine. 'ring.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the metal structure comprises two metal annular supports between which the CMC ring is mounted.
  • the element exerting an elastic restoring force may be an elastically deformable prestressed blade bearing, on the one hand, on the annular supports and, on the other hand, on the wedge-shaped piece.
  • the metal structure comprises a metal crown encircling the outer peripheral surface of the CMC ring.
  • the element exerting an elastic restoring force may then be a resiliently deformable preloading tongue integral with the metal crown and resting on the wedge-shaped part.
  • the metal structure may further comprise two annular metal supports between which the CMC ring and the metal ring are mounted, allowing a differential expansion at least in radial direction between, on the one hand, the metal ring and on the other hand , the annular metal supports.
  • means are provided for centering the metal ring and the CMC ring.
  • the metal ring can be mounted between the annular metal supports by means of elastically deformable blades.
  • a seal is interposed between at least one of the lateral faces of the CMC ring and a face facing one of said annular metal supports.
  • the wedge-shaped piece has an inner end face substantially in continuity with the inner circumferential surface of the CMC ring at the temperature at which the ring assembly turbine is normally exposed in service.
  • the CMC ring may be provided with a layer of abradable material on its inner peripheral surface.
  • the material of the CMC ring is a self-healing ceramic matrix composite material.
  • the material of the CMC ring may be provided with an environmental barrier coating for protection against corrosion.
  • the CMC ring comprises a fibrous reinforcement formed by three-dimensional weaving.
  • the CMC ring and the wedge-shaped piece are made of the same material.
  • FIG. 1 is a very partial schematic view in half axial section showing the integrating a first embodiment of a turbine ring assembly according to the invention into its environment in a gas turbine;
  • Figure 2 is a partial sectional view along the plane IHI of Figure 1;
  • FIGS. 3A and 3B are partial views in radial section and on an enlarged scale of the turbine ring assembly according to the plans IIIA-IIIA and IHB-IIIB of Figure 2;
  • FIG. 4 is a partial perspective view on an enlarged scale of a detail of the turbine ring assembly of FIGS. 1 and 2;
  • FIGS. 5A and 5B show an enlarged detail of the sectional view of FIG. 2, respectively under cold conditions and under the conditions of use of the high temperature turbine ring assembly;
  • FIG. 6 is a partial view on an enlarged scale showing a detail of the turbine ring assembly of FIGS. 1 and 2;
  • FIG. 7 is a partial schematic view in half axial section showing the integration of a second embodiment of a turbine ring assembly according to the invention in its environment in a gas turbine;
  • FIG. 8 is a side elevational view of a ring in
  • FIG. 9 is a sectional view along the plane IX-IX of Figure 8;
  • FIG. 10 is a fragmentary perspective view on an enlarged scale of the CMC ring and the metal ring encircling the ring according to the second embodiment of FIGS. 7 to 9;
  • FIG. 11 shows an enlarged detail of the sectional view of FIG. 9;
  • Figures 12 and 13 are enlarged fragmentary partial sectional views showing details of the turbine ring assembly of Figures 8 and 9; and
  • FIG. 14 shows an example of interlock type armor for the three-dimensional weaving of a fibrous reinforcement of a CMC ring for a turbine ring assembly according to the invention.
  • FIGS. 1 to 6 A first embodiment of the invention will be described with reference to FIGS. 1 to 6.
  • FIG. 1 shows very diagrammatically, from upstream to downstream in the direction of flow of gas flow in a gas turbine, a combustion chamber 1, a turbine distributor 2 disposed at the outlet of the combustion chamber, a high pressure turbine (HP) 3, a flow rectifier 4 and a first stage of a low pressure turbine (LP) 5.
  • HP high pressure turbine
  • LP low pressure turbine
  • the HP turbine 3 comprises a rotating wheel 6 carrying vanes 7 and a turbine ring assembly.
  • the turbine ring assembly comprises a split, one-piece turbine ring of CMC material.
  • the CMC ring is supported by a metal structure comprising upstream and downstream metal annular supports 40 between which the ring 10 is disposed.
  • the metal supports 30 and 40 are connected to a turbine casing 8.
  • An annular space 9 is formed outside the ring 10, between the supports 30, 40, delimited by a bottom wall 9a. Cooling air is fed into the annular space 9 in a manner well known per se.
  • the ring 10 In its lateral parts, the ring 10 has its lateral faces 12a, 12b adjacent to the bottom walls 32a, 42a of said housings and is supported by its outer peripheral surface 14 on the cylindrical walls. 32b devices, 42b of the same housing ( Figure 3A).
  • the split ring 10 is inserted with circumferential prestress in the housings of the supports 30, 40, within the limit of its elastic deformation capacity so that, as explained also below, the contact with support between the ring 10 and the walls cylinders 32b, 42b remains maintained in case of thermal expansion of the supports 30, 40, the metallic material thereof having a coefficient of expansion greater than that of the CMC material of the ring 10.
  • the ring 10 When cold, the ring 10 is almost closed, the space between its ends being small.
  • the ring 10 has its end portions 10a, 10b beveled, and a closure part 20 wedge-shaped is applied to the beveled surfaces 15a, 15 £> of the end portions of the ring 10 ( Figures 5A 5B 7 ).
  • the part 20 has a substantially trapezoidal section, with a rear face 22a and a front face 22b of shorter length which is connected to the rear face 22a by inclined side faces 24a, 24b which bear on the bevelled surfaces. 15a, 15b and have substantially the same inclination as these.
  • the part 20 is made of CMC material, preferably the same material as that of the ring 10, and has a width substantially equal to that of the ring 10.
  • the piece 20 is applied to the beveled end portions of the ring 10 with an elastic bearing force exerted by an elastically deformable metal blade 26 which is housed in the prestressed state between the rear face 22a of the part 20 and bottom walls 36a, 46a of recesses 36, 46 arranged along a sector in the annular supports 30, 40, from their internal faces 32, 42 (FIGS. 3B and 4).
  • the blade 26 has a curved shape with its central portion resting on the part 20 and its end portions resting on the walls 36a, 46a.
  • the front face 22b of the part 20 has a circular profile of radius substantially equal to that of the inner peripheral surface 16 of the ring 10.
  • FIGS. 5A and 5B show the relative positions of the ring 10 and the part 20 respectively at cold and hot, that is to say at the operating temperature reached during normal operation of a turbine with gas in which the turbine ring assembly is mounted.
  • the piece 20 is set back from the surface internal ring 16 of the ring 10.
  • the slot of the ring 10 opens because the ring 10, having been mounted with prestressing, "follows" the expansion of the metal annular supports 30, 40.
  • the dimensions of the piece 20 are chosen so that hot, depending on the differential expansion between the ring 10 and the supports 30, 40, the front face 22b of the part 20 is substantially in the continuity of the inner surface 16 of the ring 10, the flexible blade 26 always exerting a bearing force on the part 20.
  • the permanent support with prestressing between the outer surface 14 of the ring 10 and the surfaces 32b, 42b ensures the centering of the ring 10.
  • This permanent support also makes it possible to limit the leaks between the outside of the ring 10 and the circulation duct of hot gas flow inside the ring 10.
  • Cooling air leaks in the hot gas stream vein may, if desired, be further minimized by providing an annular seal between the ring 10 and the downstream annular support 40.
  • the ring 10 is provided with a layer 11 of abradable material with which blade tips of a mobile wheel surrounded by the ring 10 can come into contact without significant damage.
  • the layer 11 is disposed in an annular housing 18 formed in the inner surface 16 over most of the width of the ring 10 in the axial direction.
  • the exposed face of the layer 11, the inner surface portions 16 located on either side thereof and the inner peripheral surfaces 38, 48 of the annular metal supports 30, 40 define a continuous surface. of hot gas flow vein with no sudden change in diameter.
  • a layer 21 of abradable material is advantageously formed on the front face 22b of the part 20 so as to come, hot , in the continuity of layer 11.
  • Blocking of the ring 10 in rotation relative to the annular supports 30, 40 or at least one of them is realized. This prevents a contact between a mobile wheel blade tip and the coating abradable 11 causes rotation of the ring.
  • the locking in rotation is for example carried out by means of teeth 35, 45 (FIG. 6) protruding from the walls 32, 42 and engaging in grooves formed in the lateral faces 12a, 12b of the ring 10.
  • FIG. 7 is a partial schematic view in axial half-section of a gas turbine which differs from FIG. 1 essentially in the manner in which the split CMC turbine ring 110 is mounted between annular metal supports 130, 140 , the other elements of the gas turbine being similar to those of Figure 1 and having the same references.
  • the split ring 110 is mounted with circumferential prestressing in a metal ring 150, within the limit of its elastic deformation capacity.
  • the assembly is carried out so that the contact with support between the outer peripheral surface of the ring 110 and the inner surface of the ring 150 remains maintained in the event of expansion of thermal origin at the temperatures encountered in use by the ring assembly turbine, the metal material of the ring 150 having a coefficient of expansion greater than that of the CMC material of the ring 110.
  • the ring 150 has a width slightly smaller than that of the ring 110, its side edges being set back side faces 112a, 112b of the ring 110 ( Figures 8, 12). When cold, the ring 110 is almost closed, the space between its ends being weak.
  • the ring 110 has its end portions 110a, 110b beveled and a wedge-shaped closure piece 120 is applied to the bevelled surfaces 115a, 115b of the end portions of the ring (FIGS. 9, 10, 11). .
  • Part 120 is similar to part 20 of the previous embodiment. It has a rear face 122a, a front face 122b having a curvature substantially equal to that of the inner peripheral surface 116 of the ring 110, and side faces 124a, 124b bearing on the bevelled surfaces 115a, 115b.
  • the piece 120 is made of CMC material, preferably the same as that of the ring 110 and has a width substantially equal to that of the ring 110.
  • the piece 120 is applied to the beveled end portions of the ring 110 with an elastic bearing force exerted by an elastically deformable tongue 156.
  • the ring 150 deviates from the ring on a larger diameter portion 158 which connects with the rest of the ring and provides room for the piece 120 at the parts of the ring. end of the ring 110, the latter remaining, over most of its contour, bearing on the inner surface of the ring 150.
  • the tongue 156 is cut in the circumferential direction in the central zone of the portion 158 of the ring 150 while remaining connected thereto at one end.
  • the tab After cutting, the tab is deformed to be bent and rest on the part 120 by exerting on it an elastic force, including when the piece 120 is hot close the slot of the ring 110 with the front face 122b substantially in the continuity of the inner surface 116 of the ring 110.
  • an elastic force including when the piece 120 is hot close the slot of the ring 110 with the front face 122b substantially in the continuity of the inner surface 116 of the ring 110.
  • the ring 110 provided with the ring 150 is disposed between the annular metal supports 130, 140, the lateral faces 112a, 112b of the ring being adjacent to the internal lateral faces 132, 142 of the supports 130, 140 located opposite the ring 110.
  • the ring 110 provided with the ring 150 is held between the supports 130, 140 by means of metal strips 160 that are elastically deformable (FIGS. 8, 10, 12) extending radially.
  • a plurality of blades 160 preferably distributed regularly around the axis of the ring 110 are provided, their number being at least equal to 3.
  • Each blade 160 has a central portion 162 connected to the outer surface 152 of the ring 150 which is connected to curved side portions 162a, 162b deviating from the surface 152.
  • the ends of the side portions 162a, 162b are engaged in corresponding recesses 134, 144 formed in the faces 132, 142 of the supports 130, 140.
  • the blades 160 are connected to the outer surface 152 of the ring 150 for example by clipping, welding or riveting.
  • the blades 160 are provided with hooks 164a, 164b, on either side of their central portion. 162, which hooks are engaged with elastic deformation in housings formed on the outer surface 152 of the ring 150 ( Figure 10).
  • the blades 160 make it possible to maintain the desired centering of the ring 110 provided with the crown 150 while allowing differential expansion in the radial direction between, on the one hand, the annular supports
  • an elastic washer 166 is disposed in a groove 143 formed in the inner surface 142 of the annular support 140 (FIGS. 12, 13).
  • the elastic washer is prestressed and bears at its outer circumferential end against the bottom of the groove 143 and, at its inner circumferential end, against a bearing washer 168 applied against the lateral face 112b of the ring 110.
  • a à profile seal could be used.
  • Holes may be made in the spring washer 166 in order to balance the pressure in the groove 143 on either side of the washer 166 and to provide a cooling air flow rate for the annular support 140.
  • the ring 110 is provided with a layer of abradable material 111.
  • the layer 111 is disposed in an annular housing 118 formed in the inner surface 116 of the ring 110 of to define, with the inner peripheral surfaces 138, 148 of the annular metal supports 130, 140 a continuous surface of hot gas stream without abrupt variation in diameter.
  • a similar abradable coating 121 is formed on the front face 122a of the part 120.
  • the ring 110 provided with the ring gear 150 is locked against the supports 130, 140 or with respect to at least one of them.
  • the locking in rotation is achieved for example by means of pins 159 ( Figure 13) integral with the ring 150 and engaging in blind holes formed in the outer face 116 of the ring 110.
  • the ring 150 it is locked in rotation relative to the supports 130, 140 by means of the blades 160 whose ends are engaged in the recesses 134, 144 of the faces 132, 142.
  • recesses 134, 144 could be in the form of continuous grooves or grooves in which case the locking of the ring gear 150 relative to the supports 130, 140 is achieved by other means, for example by forming on less one of the faces 132, 142 one or more teeth each engaging in a notch formed in the ring 150 and possibly the ring 110.
  • the CMC material of the ring 10 or 110 and the part 20 or 120 may be of known type per se obtained by densification of a fibrous preform by a ceramic matrix, the fibrous preform providing the fibrous reinforcement of the material.
  • the fibers of the preform are refractory fibers such as carbon fibers or ceramic fibers, for example silicon carbide (SiC). It will be noted that the term “ceramic” also covers compounds of the refractory oxide type.
  • a first step may consist in producing a fiber preform which, after densification by the ceramic matrix, makes it possible to obtain a part in which the ring 10, 110 or the wedge-shaped part 20, 120 can be machined or cut.
  • the machining is preferably performed at an intermediate densification stage to ensure that after a final final step of densification, the fibers of the fiber preform are well protected by a matrix layer.
  • FIG. 14 schematically illustrates an interlock type armor usable for three-dimensional weaving (the weft son being in section).
  • the end portions of the woven strip may be made with decreasing thickness corresponding to the beveled ends of the ring.
  • a decreasing thickness can be obtained during weaving by gradually decreasing the number of layers of warp and weft son.
  • Three-dimensional weave armor other than interlock type armor can be used such as multi-layer weaves, for example of the multi-fabric or multi-satin type, such as those described in document WO 2006/136755.
  • a fiber preform for the ring 10 or 110 may be envisaged.
  • a strip of desired thickness may be formed by superposing several fibrous layers, for example strips of fabric, and binding the strips together, for example by needling.
  • the ceramic matrix may be a refractory ceramic matrix, such as SiC or, advantageously, a "self-healing" ceramic matrix.
  • a "self-healing" ceramic matrix is obtained by performing at least one constituent phase of the matrix in a material capable, by passing to the viscous state in a certain temperature range, to fill or "heal" cracks formed in the matrix especially under the effect of thermal cycling.
  • Compositions having "self-healing" properties include vitreous compositions, for example of aluminosilicate type, or compositions capable, under the effect of oxidation, of forming glassy compositions.
  • B 4 C boron carbide matrix phases or a Si-BC ternary system are precursors of glassy compositions.
  • the matrix may be formed by chemical vapor infiltration, or CVI ("Chemical Vapor Infiltration"), and an interphase coating for example pyrolytic carbon PyC or boron nitride BN may be previously formed on the fibers of the preform.
  • CVI Chemical Vapor Infiltration
  • the fibrous preform can be maintained in the desired shape during a first densification phase until consolidation of the preform, i.e. sufficient partial densification so that the preform can then retain its shape without the assistance of tooling.
  • Processes for producing "self-healing" ceramic matrix composite material are described in particular in documents US Pat. No. 5,965,266, US Pat. No. 6,291,058 and US Pat. No. 6,068,930.
  • the CMC material can be protected against corrosion by an environmental protection barrier, in a manner known per se.
  • a barrier may, for example, comprise an outer layer of stabilized zirconia and a mullite bonding sub-layer. It is also known to provide resistance against corrosion by a layer of a type compound alkaline earth metal aluminosilicate, such as the Bao compound, 75.Sr 0 , 25.Al 2 O 3 (SiO 2) 2 commonly referred to as BSAS.
  • a chemical barrier layer may then be interposed, for example in mullite or in a mixture of mullite + BSAS while a bonding or bonding sub-layer in Si may to be planned.
  • a yttrium stabilized zirconia thermal barrier layer may be formed on the BSAS layer.
  • Environmental barriers which are particularly suitable for silicon-containing matrix CMC materials are described in particular in the documents US Pat. No. 6,866,897, EP 1,416,066, US Pat. No. 6,759,151, FR 06,51880 and FR 06,555,78.
  • the deposition of the various layers of the Environmental barrier can be performed by physical vapor deposition, for example by plasma spraying or thermal plasma, or by chemical vapor deposition, or CVD ("Chemical Vapor Deposition") possibly assisted by plasma.
  • the layer of abradable material is for example a refractory oxide such as zirconia or alumina. It can be formed by physical deposition in the gas phase, for example by plasma spraying or thermal plasma.
  • the abradable material is preferably porous. In known manner, the porosity can be controlled by depositing the material of the abradable layer with a heat-removable material powder, for example a polyethylene powder.
  • the layer of abradable material may be formed above the environmental protection barrier.
  • the wedge-shaped piece 20 or 120 with the layer of abradable material 21, 121 can be obtained in a manner similar to that described for the ring 10 or 110.
  • it could form a fibrous texture web of desired thickness by three-dimensional weaving or by superposition and bonding together fibrous strata, and then cutting into this band preforms having shapes corresponding to that of the desired parts 20, 120.
  • the turbine ring assembly according to the invention is particularly suitable for an HP turbine of a gas turbine. However, it can also be used for a LP turbine or an intermediate turbine in the case of a gas turbine with more than two stages.

Landscapes

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

Abstract

Un ensemble d'anneau de turbine d'une turbine à gaz comprend un anneau fendu (10) en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique (CMC), une pièce (20) en forme de coin en CMC ayant des flancs en contact avec les extrémités de l'anneau, de part et d'autre de la fente, pour fermer l'anneau, et une structure métallique annulaire de support (40) encerclant l'anneau en CMC au contact de celui- ci sur la plus grande partie de son contour, l'anneau en CMC étant monté avec précontrainte dans la structure métallique, au moins un élément (26) exerçant sur la pièce en forme de coin une force de rappel élastique pour maintenir celle-ci en contact avec les extrémités de l'anneau en CMC lorsque la fente s'ouvre sous l'effet d'une dilatation différentielle entre la structure métallique annulaire et l'anneau en CMC, et au moins un élément de blocage de l'anneau en CMC en rotation autour de son axe.

Description

Titre de l'invention
Ensemble d'anneau de turbine pour turbine à gaz
Arrière-plan de l'invention
L'invention concerne les anneaux de turbine pour turbines à gaz, qu'il s'agisse de turbines à gaz industrielles ou de turbines à gaz de moteurs aéronautiques.
Dans une turbine à gaz, un anneau de turbine définit une veine d'écoulement de flux gazeux à travers la turbine au niveau d'une roue mobile de celle-ci. Pour assurer le meilleur rendement possible, il est important d'éviter un passage direct des gaz entre les sommets des aubes de la roue de turbine et la surface interne de l'anneau. Ainsi, de façon habituelle, un anneau de turbine est muni à sa face interne d'une couche de matériau abradable avec lequel les sommets d'aubes peuvent entrer en contact sans endommagement notable sous l'effet de variations dimensionnelles d'origine thermique ou résultant de la force centrifuge appliquée aux aubes.
Les anneaux de turbine sont habituellement réalisés en plusieurs secteurs adjacents en matériau métallique.
Il a été proposé par exemple dans le document US 6 758 653 de remplacer le matériau métallique des secteurs d'anneau de turbine par un matériau composite thermostructural, plus particulièrement un matériau composite à matrice céramique (ou CMC). Un tel matériau présente en effet des propriétés mécaniques le rendant apte à constituer des éléments de structure ainsi que la capacité à conserver ces propriétés à température élevée, tout en ayant une masse volumique bien inférieure à celle des matériaux métalliques couramment utilisés pour une telle application. Le remplacement du matériau métallique de secteurs d'anneau de turbine par un matériau CMC est donc attractif. Toutefois, il est nécessaire de concevoir un montage assez complexe des secteurs d'anneau pour tenir compte de la différence entre les coefficients de dilatation d'un matériau CMC et du matériau d'un support métallique dans lequel les secteurs d'anneau sont montés, tout en minimisant les fuites entre secteurs adjacents. Objet et résumé de l'invention
L'invention a pour but de proposer un montage simplifié pour un anneau de turbine en CMC permettant aussi de minimiser les fuites de gaz entre la veine dans laquelle se trouve une roue de turbine en regard de l'anneau et une structure de support de l'anneau.
Ce but est atteint grâce à un ensemble d'anneau de turbine d'une turbine à gaz, comprenant :
- un anneau fendu en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique (CMC), - une pièce en forme de coin en CMC ayant des flancs en contact avec les extrémités de l'anneau en CMC, de part et d'autre de la fente, pour fermer l'anneau en CMC,
- une structure métallique annulaire encerclant l'anneau en CMC au contact de celui-ci sur la plus grande partie de son contour, l'anneau en CMC étant monté avec précontrainte dans la structure métallique,
- au moins un élément exerçant sur la pièce en forme de coin une force de rappel élastique pour maintenir celle-ci en contact avec les extrémités de l'anneau lorsque la fente s'ouvre sous l'effet d'une dilatation différentielle entre la structure métallique annulaire et l'anneau en CMC, et - au moins un élément de blocage de l'anneau en CMC en rotation autour de son axe.
Ainsi, avec un anneau en une seule pièce, la structure de l'ensemble d'anneau de turbine est simplifiée. En outre, l'utilisation d'un matériau CMC permet de diminuer les besoins en refroidissement, d'où un moindre besoin de flux d'air de refroidissement.
Selon un premier mode de réalisation, la structure métallique comprend deux supports annulaires métalliques entre lesquelles l'anneau en CMC est monté.
L'élément exerçant une force de rappel élastique peut être une lame élastiquement déformable précontrainte en appui, d'une part, sur les supports annulaires et, d'autre part, sur la pièce en forme de coin.
Selon un deuxième mode de réalisation, la structure métallique comprend une couronne métallique encerclant la surface périphérique externe de l'anneau en CMC. L'élément exerçant une force de rappel élastique peut alors être une languette élastiquement déformable précontrainte solidaire de la couronne métallique et prenant appui sur la pièce en forme de coin.
La structure métallique peut comprendre en outre deux supports métalliques annulaires entre lesquels l'anneau en CMC et la couronne métallique sont montés, permettant une dilatation différentielle au moins en direction radiale entre, d'une part, la couronne métallique et, d'autre part, les supports métalliques annulaires.
Avantageusement, sont prévus des moyens de centrage de la couronne métallique et de l'anneau en CMC.
La couronne métallique peut être montée entre les supports métalliques annulaires par l'intermédiaire de lames élastiquement déformables.
Avantageusement, un joint d'étanchéité est interposé entre l'une au moins des faces latérales de l'anneau en CMC et une face en regard d'un desdits supports métalliques annulaires.
Dans les deux modes de réalisation, de préférence, la pièce en forme de coin présente une face d'extrémité interne venant sensiblement dans la continuité de la surface périphérique interne de l'anneau en CMC à la température à laquelle l'ensemble d'anneau de turbine est normalement exposé en service.
L'anneau en CMC peut être muni d'une couche de matériau abradable sur sa surface périphérique interne.
Avantageusement, le matériau de l'anneau en CMC est un matériau composite à matrice céramique auto-cicatrisante.
Le matériau de l'anneau en CMC peut être muni d'un revêtement formant barrière environnementale de protection contre la corrosion.
Avantageusement, l'anneau en CMC comprend un renfort fibreux formé par tissage tridimensionnel.
Avantageusement encore, l'anneau en CMC et la pièce en forme de coin sont réalisés dans le même matériau. Brève description des dessins
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description faite ci-après, à titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue très schématique partielle en demi- coupe axiale montrant l'intégration d'un premier mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention dans son environnement dans une turbine à gaz;
- la figure 2 est une vue partielle en coupe selon le plan IHI de la figure 1 ;
- les figures 3A et 3B sont des vues partielles en coupe radiale et à échelle agrandie de l'ensemble d'anneau de turbine selon les plans IIIA-IIIA et IHB-IIIB de la figure 2 ;
- la figure 4 est une vue partielle en perspective à échelle agrandie d'un détail de l'ensemble d'anneau de turbine des figures 1 et 2 ;
- les figure 5A et 5B montrent un détail à échelle agrandie de la vue en coupe de la figure 2, respectivement à froid et dans les conditions d'utilisation de l'ensemble d'anneau de turbine à température élevée ;
- la figure 6 est une vue partielle à échelle agrandie montrant un détail de l'ensemble d'anneau de turbine des figures 1 et 2 ;
- la figure 7 est une vue partielle très schématique en demi- coupe axiale montrant l'intégration d'un deuxième mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention dans son environnement dans une turbine à gaz ; - la figure 8 est une vue en élévation latérale d'un anneau en
CMC et d'une couronne métallique selon le deuxième mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 9 est une vue en coupe selon le plan IX-IX de la figure 8 ; - la figure 10 est une vue en perspective partielle à échelle agrandie de l'anneau en CMC et de la couronne métallique encerclant l'anneau selon le deuxième mode de réalisation des figures 7 à 9 ;
- la figure 11 montre un détail à échelle agrandie de la vue en coupe de la figure 9 ; - les figures 12 et 13 sont des vues en coupe partielles radiales à échelle agrandie montrant des détails de l'ensemble d'anneau de turbine des figures 8 et 9 ; et
- la figure 14 montre un exemple d'armure de type interlock pour le tissage tridimensionnel d'un renfort fibreux d'un anneau en CMC pour un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention.
Description détaillée de modes de réalisation
Un premier mode de réalisation de l'invention sera décrit en référence aux figures 1 à 6.
Sur la figure 1, sont représentés de façon très schématique, de l'amont vers l'aval dans le sens d'écoulement de flux gazeux dans une turbine à gaz, une chambre de combustion 1, un distributeur de turbine 2 disposé en sortie de la chambre de combustion, une turbine haute- pression (HP) 3, un redresseur de flux 4 et un premier étage d'une turbine basse-pression (BP) 5.
La turbine HP 3 comprend une roue 6 mobile en rotation portant des aubes 7 et un ensemble d'anneau de turbine.
L'ensemble d'anneau de turbine comprend un anneau de turbine 10 fendu, en une seule pièce, en matériau CMC. L'anneau en CMC est supporté par une structure métallique comprenant des supports annulaires métalliques amont 30 et aval 40 entre lesquels l'anneau 10 est disposé.
Les supports métalliques 30 et 40 sont reliés à un carter de turbine 8. Un espace annulaire 9 est formé à l'extérieur de l'anneau 10, entre les supports 30, 40, délimité par une paroi de fond 9a. De l'air de refroidissement est amené dans l'espace annulaire 9, de façon bien connue en soi.
Comme le montrent de façon plus détaillée les figures 3A et 3B, des parties latérales de l'anneau 10 adjacentes à ses faces latérales opposées 12a, 12b. s'engagent dans des logements cylindriques formés par des décrochements dans les faces internes 32, 42 des supports 30, 40 situés en regard de l'anneau 10.
Dans ses parties latérales, l'anneau 10 a ses faces latérales 12a, 12b adjacentes aux parois de fond 32a, 42a desdits logements et est en appui par sa surface périphérique externe 14 sur les parois cylindriques périphériques 32b, 42b des mêmes logements (figure 3A). L'anneau fendu 10 est inséré avec précontrainte circonférentielle dans les logements des supports 30, 40, dans la limite de sa capacité de déformation élastique de sorte que, comme expliqué aussi plus loin, le contact avec appui entre l'anneau 10 et les parois cylindriques 32b, 42b reste maintenu en cas de dilatation d'origine thermique des supports 30, 40, le matériau métallique de ceux-ci ayant un coefficient de dilatation supérieur à celui du matériau CMC de l'anneau 10.
A froid, l'anneau 10 est presque fermé, l'espace entre ses extrémités étant faible. L'anneau 10 a ses parties d'extrémité 10a, 10b biseautées et une pièce de fermeture 20 en forme de coin est appliquée sur les surfaces biseautées 15a, 15£> des parties d'extrémité de l'anneau 10 (figures 5A7 5B). La pièce 20 a une section sensiblement en forme de trapèze, avec une face arrière 22a et une face avant 22b de plus petite longueur qui se raccorde à la face arrière 22a par des faces latérales inclinées 24a, 24b qui viennent en appui sur les surfaces biseautées 15a, 15b et ont sensiblement la même inclinaison que celles-ci. La pièce 20 est réalisée en matériau CMC, de préférence le même matériau que celui de l'anneau 10, et a une largeur sensiblement égale à celle de l'anneau 10.
La pièce 20 est appliquée sur les parties d'extrémité biseautées de l'anneau 10 avec une force d'appui élastique exercée par une lame métallique 26 élastiquement déformable qui est logée à l'état précontraint entre la face arrière 22â de la pièce 20 et des parois de fond 36a, 46â de logements 36, 46 aménagés le long d'un secteur dans les supports annulaires 30, 40, à partir de leurs faces internes 32, 42 (figures 3B et 4). Dans l'exemple illustré, la lame 26 a une forme courbe avec sa partie centrale s'appuyant sur la pièce 20 et ses parties d'extrémité s'appuyant sur les parois 36a, 46a. La face avant 22b de la pièce 20 a un profil circulaire de rayon sensiblement égal à celui de la surface périphérique interne 16 de l'anneau 10.
Les figures 5A et 5B montrent les positions relatives de l'anneau 10 et de la pièce 20 respectivement à froid et à chaud, c'est-à-dire à la température de service atteinte lors du fonctionnement à régime normal d'une turbine à gaz dans laquelle l'ensemble d'anneau de turbine est monté. A froid, la pièce 20 se situe en retrait par rapport à la surface interne 16 de l'anneau 10. A chaud, la fente de l'anneau 10 s'ouvre du fait que l'anneau 10, ayant été monté avec précontrainte, "suit" la dilatation des supports annulaires métalliques 30, 40. Les dimensions de la pièce 20 sont choisies de manière qu'à chaud, en fonction de la dilatation différentielle entre l'anneau 10 et les supports 30, 40, la face avant 22b de la pièce 20 se situe sensiblement dans la continuité de la surface interne 16 de l'anneau 10, la lame souple 26 exerçant toujours une force d'appui sur la pièce 20.
L'appui permanent avec précontrainte entre la surface externe 14 de l'anneau 10 et les surfaces 32b, 42b assure le centrage de l'anneau 10. Cet appui permanent permet aussi de limiter les fuites entre l'extérieur de l'anneau 10 et la veine de circulation de flux gazeux chaud à l'intérieur de l'anneau 10. Dans le cas d'un ensemble d'anneau de turbine avec refroidissement en service par amenée d'air du côté extérieur de l'anneau de turbine, des fuites d'air de refroidissement dans la veine de flux gazeux chaud pourront si désiré être encore plus minimisées en disposant un joint d'étanchéité annulaire entre l'anneau 10 et le support annulaire aval 40.
A sa surface périphérique interne, l'anneau 10 est muni d'une couche 11 de matériau abradable avec lequel des sommets d'aubes d'une roue mobile entourée par l'anneau 10 peuvent venir en contact sans endommagement notable. Dans l'exemple illustré, la couche 11 est disposée dans un logement annulaire 18 ménagé dans la surface interne 16 sur la plus grande partie de la largeur de l'anneau 10 en direction axiale. De la sorte, la face exposée de la couche 11, les parties de la surface interne 16 situées de part et d'autre que celles-ci ainsi que les surfaces périphériques internes 38, 48 des supports métalliques annulaires 30, 40 définissent une surface continue de veine de flux de gaz chaud ne présentant pas de brusque variation de diamètre. Il est toutefois envisageable de former la couche de matériau abradable 11 en surépaisseur à la surface interne 16 de l'anneau 10. Une couche 21 de matériau abradable est avantageusement formée sur la face avant 22b de la pièce 20 de manière à venir, à chaud, dans la continuité de la couche 11.
Un blocage de l'anneau 10 en rotation par rapport aux supports annulaires 30, 40 ou à au moins l'un d'entre eux est réalisé. On évite ainsi qu'un contact entre un sommet d'aube de roue mobile et le revêtement abradable 11 provoque une rotation de l'anneau. Le blocage en rotation est par exemple réalisé au moyen de dents 35, 45 (figure 6) faisant saillie sur les parois 32, 42 et s'engageant dans des rainures formées dans les faces latérales 12a, 12b de l'anneau 10. Un deuxième mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention sera maintenant décrit en référence aux figures 7 à 14.
La figure 7 est une vue schématique partielle en demi-coupe axiale d'une turbine à gaz qui se distingue de la figure 1 essentiellement par la façon dont l'anneau de turbine fendu en CMC 110 est monté entre des supports métalliques annulaires 130, 140, les autres éléments de la turbine à gaz étant similaires à ceux de la figure 1 et portant les mêmes références.
L'anneau fendu 110 est monté avec précontrainte circonférentielle dans une couronne métallique 150, dans la limite de sa capacité de déformation élastique. Le montage est réalisé pour que le contact avec appui entre la surface périphérique externe de l'anneau 110 et la surface interne de la couronne 150 reste maintenu en cas de dilatation d'origine thermique aux températures rencontrées en service par l'ensemble d'anneau de turbine, le matériau métallique de la couronne 150 ayant un coefficient de dilatation supérieur à celui du matériau CMC de l'anneau 110. La couronne 150 a une largeur légèrement inférieure à celle de l'anneau 110, ses bords latéraux se situant en retrait des faces latérales 112a, 112b de l'anneau 110 (figures 8, 12). A froid, l'anneau 110 est presque fermé, l'espace entre ses extrémités étant faible. L'anneau 110 a ses parties d'extrémité 110â, HOb biseautées et une pièce de fermeture 120 en forme de coin est appliquée sur les surfaces biseautées 115a, 115b des parties d'extrémité de l'anneau (figures 9, 10, 11). La pièce 120 est semblable à la pièce 20 du mode de réalisation précédent. Elle présente une face arrière 122a, une face avant 122b ayant une courbure sensiblement égale à celle de la surface périphérique interne 116 de l'anneau 110, et des faces latérales 124a, 124b venant en appui sur les surfaces biseautées 115a, 115b. La pièce 120 est réalisée en matériau CMC, de préférence le même que celui de l'anneau 110 et a une largeur sensiblement égale à celle de l'anneau 110. La pièce 120 est appliquée sur les parties d'extrémité biseautées de l'anneau 110 avec une force d'appui élastique exercée par une languette 156 élastiquement déformable. Comme le montrent les figures 10 et 11, la couronne 150 s'écarte de l'anneau sur une partie 158 de plus grand diamètre qui se raccorde avec le reste de la couronne et ménage un espace pour la pièce 120 au niveau des parties d'extrémité de l'anneau 110, celui-ci restant, sur la plus grande partie de son contour, en appui sur la surface interne de la couronne 150. Dans l'exemple illustré, la languette 156 est découpée en direction circonférentielle dans la zone médiane de la partie 158 de la couronne 150 en restant raccordée à celle- ci à une extrémité. Après découpe, la languette est déformée pour être recourbée et s'appuyer sur la pièce 120 en exerçant sur celle-ci une force élastique, y compris lorsque la pièce 120 vient à chaud obturer la fente de l'anneau 110 avec la face avant 122b sensiblement dans la continuité de la surface interne 116 de l'anneau 110. On pourra bien entendu utiliser d'autres formes de pièces élastiquement déformables exerçant une force d'appui sur la pièce 120, par exemple une lame semblable à celle du mode de réalisation précédent.
L'anneau 110 muni de la couronne 150 est disposé entre les supports annulaires métalliques 130, 140, les faces latérales 112a, 112b de l'anneau étant adjacentes aux faces latérales internes 132, 142 des supports 130, 140 situées en regard de l'anneau 110.
L'anneau 110 muni de la couronne 150 est maintenu entre les supports 130, 140 au moyen de lames métalliques 160 élastiquement déformables (figures 8, 10, 12) s'étendant radialement. Une pluralité de lames 160 réparties de préférence de façon régulière autour de l'axe de l'anneau 110 sont prévues, leur nombre étant au moins égal à 3. Chaque lame 160 a une partie centrale 162 liée à la surface externe 152 de la couronne 150 qui se raccorde à des parties latérales recourbées 162a, 162b s'écartant de la surface 152. Les extrémités des parties latérales 162a, 162b sont engagées dans des évidements correspondants 134, 144 formés dans les faces 132, 142 des supports 130, 140. Les lames 160 sont liées à la surface externe 152 de la couronne 150 par exemple par clipsage, soudage ou rivetage. Dans l'exemple illustré, les lames 160 sont munies de crochets 164a, 164b, de part et d'autre de leur partie centrale 162, lesquels crochets sont engagés avec déformation élastique dans des logements formés à la surface externe 152 de la couronne 150 (figure 10).
Les lames 160 permettent de conserver le centrage voulu de l'anneau 110 muni de la couronne 150 tout en autorisant une dilatation différentielle en direction radiale entre, d'une part, les supports annulaires
130, 140 et, d'autre part, la couronne 150. Comme indiqué plus haut à propos du premier mode de réalisation, il peut être souhaitable de minimiser ou contrôler les fuites entre l'extérieur de l'anneau 110 et la veine de flux de gaz à chaud à l'intérieur de l'anneau 110, au moins du côté du support annulaire aval 140. A cet effet, une rondelle élastique 166 est disposée dans une gorge 143 formée dans la surface interne 142 du support annulaire 140 (figures 12, 13). La rondelle élastique est précontrainte et s'appuie à son extrémité circonférentielle extérieure contre le fond de la gorge 143 et, à son extrémité circonférentielle intérieure, contre une rondelle d'appui 168 appliquée contre la face latérale 112b de l'anneau 110. En variante, un joint d'étanchéité à profil en ω pourrait être utilisé.
Des perçages pourront être pratiqués dans la rondelle élastique 166 afin d'équilibrer la pression dans la gorge 143 de part et d'autre de la rondelle 166 et d'assurer un débit d'air de refroidissement pour le support annulaire 140.
A sa périphérie interne, l'anneau 110 est muni d'une couche de matériau abradable 111. Comme dans le mode de réalisation précédent, la couche 111 est disposée dans un logement annulaire 118 formé dans la surface interne 116 de l'anneau 110 de manière à définir, avec les surfaces périphériques internes 138, 148 des supports métalliques annulaires 130, 140 une surface continue de veine de gaz chaud sans variation brusque de diamètre. Un revêtement abradable similaire 121 est formé sur la face avant 122a de la pièce 120. On pourrait bien entendu envisager de former un revêtement 111 en surépaisseur à la surface interne 116 de l'anneau 110.
Comme dans le mode de réalisation précédent, on réalise un blocage de l'anneau 110 muni de la couronne 150 par rapport aux supports 130, 140 ou par rapport à au moins l'un d'entre eux. Le blocage en rotation est réalisé par exemple au moyen de pions 159 (figure 13) solidaires de la couronne 150 et s'engageant dans des trous borgnes formés dans la face externe 116 de l'anneau 110. Quant à la couronne 150, elle est bloquée en rotation par rapport aux supports 130, 140 au moyen des lames 160 dont les extrémités sont engagées dans les évidements 134, 144 des faces 132, 142. On pourrait, en variante, avoir des évidements 134, 144 sous forme de gorges ou rainures continues auquel cas le blocage de la couronne 150 par rapport aux supports 130, 140 est réalisé par d'autres moyens, par exemple en formant sur au moins l'une des faces 132, 142 une ou plusieurs dents s'engageant chacune dans une encoche formée dans la couronne 150 et éventuellement l'anneau 110.
Le matériau CMC de l'anneau 10 ou 110 et de la pièce 20 ou 120 peut être de type connu en soi obtenu par densification d'une préforme fibreuse par une matrice céramique, la préforme fibreuse fournissant le renfort fibreux du matériau. Les fibres de la préforme sont des fibres réfractaires telles que des fibres en carbone ou des fibres en céramique, par exemple en carbure de silicium (SiC). On notera que le terme «céramique» recouvre aussi les composés de type oxydes réfractaires.
Une première étape peut consister à réaliser une préforme fibreuse qui, après densification par la matrice céramique, permet d'obtenir une pièce dans laquelle l'anneau 10, 110 ou la pièce en forme de coin 20, 120 peut être usiné ou découpé. On notera que l'usinage est de préférence réalisé à un stade de densification intermédiaire pour faire en sorte qu'après une étape finale ultérieure de densification, les fibres de la préforme fibreuse sont bien protégées par une couche de matrice.
Un mode de réalisation d'une préforme fibreuse pour l'anneau 10 ou 110 consiste à réaliser une bande d'épaisseur voulue par tissage tridimensionnel. La figure 14 illustre schématiquement une armure de type interlock utilisable pour le tissage tridimensionnel (les fils de trame étant en coupe). Les parties d'extrémité de la bande tissée pourront être réalisées avec une épaisseur décroissante correspondant aux extrémités biseautées de l'anneau. Une épaisseur décroissante peut être obtenue lors du tissage en diminuant progressivement le nombre de couches de fils de chaîne et de trame. Des armures de tissage tridimensionnel autres que des armures de type interlock peuvent être utilisées telles que des armures multicouches, par exemple de type multi-toile ou multi-satin comme celles décrites dans le document WO 2006/136755.
D'autres modes de réalisation d'une préforme fibreuse pour l'anneau 10 ou 110 peuvent être envisagés. On pourra par exemple former une bande d'épaisseur voulue en superposant plusieurs strates fibreuses, par exemple des bandes de tissu, et en liant les bandes entre elles, par exemple par aiguilletage.
La matrice céramique peut être une matrice céramique réfractaire, telle que SiC ou, avantageusement, une matrice céramique "auto-cicatrisante". Une matrice céramique "auto-cicatrisante" est obtenue en réalisant au moins une phase constitutive de la matrice en un matériau capable, par passage à l'état visqueux dans un certain domaine de températures, de combler ou "cicatriser" des fissures s'étant formées dans la matrice notamment sous l'effet de cyclages thermiques. Des compositions ayant des propriétés "auto-cicatrisantes" sont notamment des compositions vitreuses, par exemple de type aluminosilicate, ou des compositions capables, sous l'effet d'une oxydation, de former des compositions vitreuses. Des phases de matrice en carbure de bore B4C ou en un système ternaire Si-B-C sont des précurseurs de compositions vitreuses. La matrice peut être formée par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI ("Chemical Vapor Infiltration"), et un revêtement d'interphase par exemple en carbone pyrolytique PyC ou nitrure de bore BN peut être préalablement formé sur les fibres de la préforme. La préforme fibreuse peut être maintenue dans la forme voulue pendant une première phase de densification jusqu'à consolidation de la préforme, c'est-à-dire une densification partielle suffisante pour que la préforme puisse conserver ensuite sa forme sans l'assistance d'un outillage. Des procédés de réalisation de matériau composite à matrice céramique "autocicatrisante" sont décrits notamment dans les documents US 5 965 266, US 6 291 058 et US 6 068 930.
Après densification et usinage, le matériau CMC peut être protégé contre la corrosion par une barrière de protection environnementale, de façon connue en soi. Une telle barrière peut par exemple comprendre une couche externe en zircone stabilisée à l'yttπum et une sous-couche de liaison en mullite. Il est connu aussi d'apporter la résistance contre la corrosion par une couche en un composé de type aluminosilicate de métal alcalino-terreux, tel que le composé Bao,75.Sr0,25.Al2θ3(Siθ2)2 désigné couramment sous l'abréviation BSAS. Dans le cas d'un matériau CMC contenant du silicium, une couche de barrière chimique peut alors être interposée, par exemple en mullite ou en un mélange de mullite + BSAS tandis qu'une sous-couche de liaison ou d'accrochage en Si peut être prévue. Une couche de barrière thermique en zircone stabilisée à l'yttrium peut être formée sur la couche de BSAS. Des barrières environnementales convenant particulièrement pour des matériaux CMC à matrice contenant du silicium sont décrites notamment dans les documents US 6 866 897, EP 1 416 066, US 6 759 151, FR 06 51880 et FR 06 55578. Le dépôt des différentes couches de la barrière environnementale peut être effectué par dépôt physique en phase gazeuse, par exemple par projection plasma ou plasma thermique, ou par dépôt chimique en phase gazeuse, ou CVD ("Chemical Vapor Déposition") éventuellement assisté par plasma.
La couche de matériau abradable est par exemple en un oxyde réfractaire tel que zircone ou alumine. Elle peut être formée par dépôt physique en phase gazeuse, par exemple par projection plasma ou plasma thermique. Le matériau abradable est de préférence poreux. De façon connue, la porosité peut être contrôlée en déposant le matériau de la couche abradable avec une poudre de matière éliminable par la chaleur, par exemple une poudre de polyéthylène.
La couche de matériau abradable peut être formée au-dessus de la barrière de protection environnementable. La pièce en forme de coin 20 ou 120 avec la couche de matériau abradable 21, 121 peut être obtenue d'une façon similaire à celle décrite pour l'anneau 10 ou 110. Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on pourrait toutefois former une bande de texture fibreuse d'épaisseur voulue par tissage tridimensionnel ou par superposition et liaison entre elles de strates fibreuses, puis découper dans cette bande des préformes ayant des formes correspondant à celle des pièces 20, 120 désirées.
L'ensemble d'anneau de turbine selon l'invention convient particulièrement pour une turbine HP d'une turbine à gaz. Il peut toutefois être utilisé aussi pour une turbine BP ou une turbine intermédiaire dans le cas d'une turbine à gaz à plus de deux étages.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble d'anneau de turbine d'une turbine à gaz, comprenant : - un anneau fendu (10 ; 110) en une seule pièce en matériau composite à matrice céramique (CMC),
- une pièce (20 ; 120) en forme de coin en CMC ayant des flancs en contact avec les extrémités de l'anneau, de part et d'autre de la fente, pour fermer l'anneau, - une structure métallique annulaire de support (30, 40 ; 150) encerclant l'anneau en CMC au contact de celui-ci sur la plus grande partie de son contour, l'anneau en CMC étant monté avec précontrainte dans la structure métallique,
- au moins un élément (26 ; 156) exerçant sur la pièce en forme de coin une force de rappel élastique pour maintenir celle-ci en contact avec les extrémités de l'anneau en CMC lorsque la fente s'ouvre sous l'effet d'une dilatation différentielle entre la structure métallique annulaire et l'anneau en CMC, et
- au moins un élément (35, 45 ; 159) de blocage de l'anneau en CMC en rotation autour de son axe.
2. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure métallique comprend deux supports annulaires métalliques (30, 40) entre lesquelles l'anneau (10) en CMC est monté.
3. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'élément exerçant une forme de rappel élastique est une lame (26) élastiquement déformable précontrainte en appui, d'une part, sur les supports métalliques annulaires (30, 40) et, d'autre part, sur la pièce (20) en forme de coin.
4. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce que la structure métallique comprend une couronne métallique (150) encerclant la surface périphérique externe de l'anneau (110) en CMC.
5. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'élément exerçant une force de rappel élastique est une languette (156) élastiquement déformable précontrainte solidaire de la couronne métallique (150) et prenant appui sur la pièce (20) en forme de coin.
6. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 5, caractérisé en ce que la structure métallique comprend en outre deux supports métalliques annulaires (130, 140) entre lesquelles l'anneau (110) en CMC et la couronne métallique (150) sont montés, permettant une dilatation différentielle au moins en direction radiale entre, d'une part, la couronne métallique et, d'autre part, les supports métalliques annulaires (130, 140).
7. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens (160) de centrage de la couronne métallique (150) et de l'anneau (110) en CMC.
8. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 5 et 6, caractérisé en ce que la couronne métallique (150) est montée entre les supports métalliques annulaires (130, 140) par l'intermédiaire de lames (160) élastiquement déformables.
9. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé en ce qu'un joint d'étanchéité (166) est interposé entre l'une au moins des faces latérales de l'anneau (110) en CMC et une face en regard d'un desdits supports métalliques annulaires.
10. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que la pièce en forme de coin (20 ; 120) présente une face d'extrémité interne venant sensiblement dans la continuité de la surface périphérique interne de l'anneau (10 ; 110) en CMC à la température à laquelle l'ensemble d'anneau de turbine est normalement exposé en service.
11. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 10, caractérisé en ce qu'il comprend une couche de matériau abradable (11 ; 111) sur la surface périphérique interne de l'anneau (10 ; 110) en CMC.
12. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que le matériau de l'anneau (10 ; 110) en CMC est un matériau composite à matrice céramique autocicatrisante.
13. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que le matériau de l'anneau (10 ; 110) en CMC est muni d'un revêtement formant barrière environnementale de protection contre la corrosion.
14. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que l'anneau (10 ; 110) en CMC comprend un renfort fibreux formé par tissage tridimensionnel.
15. Ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 14, caractérisé en ce que l'anneau (10 ; 110) en CMC et la pièce en forme de coin (20 ; 120) sont réalisés dans le même matériau.
16. Turbine à gaz comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 15.
PCT/FR2008/050445 2007-03-15 2008-03-14 Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz Ceased WO2008132364A1 (fr)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE602008002070T DE602008002070D1 (de) 2007-03-15 2008-03-14 Turbinenringanordnung für eine gasturbine
AT08788004T ATE476585T1 (de) 2007-03-15 2008-03-14 Turbinenringanordnung für eine gasturbine
US12/531,115 US8257029B2 (en) 2007-03-15 2008-03-14 Turbine ring assembly for gas turbine
CA2679093A CA2679093C (fr) 2007-03-15 2008-03-14 Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
EP08788004A EP2137384B1 (fr) 2007-03-15 2008-03-14 Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0753842A FR2913718B1 (fr) 2007-03-15 2007-03-15 Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
FR0753842 2007-03-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2008132364A1 true WO2008132364A1 (fr) 2008-11-06

Family

ID=38670627

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2008/050445 Ceased WO2008132364A1 (fr) 2007-03-15 2008-03-14 Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8257029B2 (fr)
EP (1) EP2137384B1 (fr)
CN (1) CN101627184A (fr)
AT (1) ATE476585T1 (fr)
CA (1) CA2679093C (fr)
DE (1) DE602008002070D1 (fr)
FR (1) FR2913718B1 (fr)
WO (1) WO2008132364A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103703318A (zh) * 2011-05-20 2014-04-02 西门子能量股份有限公司 用于燃烧系统的热兼容支撑件

Families Citing this family (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
FR2913718B1 (fr) * 2007-03-15 2009-06-05 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
JP5569194B2 (ja) * 2010-07-02 2014-08-13 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメントの製造方法
US8696311B2 (en) 2011-03-29 2014-04-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Apparatus and method for gas turbine engine vane retention
US9039364B2 (en) * 2011-06-29 2015-05-26 United Technologies Corporation Integrated case and stator
WO2013102171A2 (fr) 2011-12-31 2013-07-04 Rolls-Royce Corporation Ensemble sillage des pales, composants et procédés
US20130186304A1 (en) * 2012-01-20 2013-07-25 General Electric Company Process of fabricating a thermal barrier coating and an article having a cold sprayed thermal barrier coating
WO2013110792A1 (fr) 2012-01-26 2013-08-01 Alstom Technology Ltd Élément formant stator pourvu d'une bague intérieure segmentée pour une turbomachine
WO2014120334A1 (fr) 2013-01-29 2014-08-07 Sippel Aaron D Enveloppe de turbine
WO2014158276A2 (fr) * 2013-03-05 2014-10-02 Rolls-Royce Corporation Structure et procédé permettant de fournir adhésion et étanchéité entre des structures en céramique et des structures métalliques
EP2971577B1 (fr) 2013-03-13 2018-08-29 Rolls-Royce Corporation Virole de turbine
US9757920B2 (en) 2013-03-15 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Flexible ceramic matrix composite seal
EP2789803A1 (fr) * 2013-04-09 2014-10-15 Siemens Aktiengesellschaft Fixation et étanchéification d'élément d'anneau d'impact
WO2014186001A2 (fr) * 2013-04-12 2014-11-20 United Technologies Corporation Joint à languette flexible pour système de réduction des jeux à réponse rapide de moteur à turbine à gaz à joint étanche à l'air extérieur
US9040138B2 (en) * 2013-04-29 2015-05-26 General Electric Company Composite article including composite to metal interlock and method of fabrication
FR3011271B1 (fr) 2013-10-01 2018-01-19 Safran Aircraft Engines Dispositif de connexion d'une partie fixe de turbomachine et d'un pied de distributeur d'une turbine de turbomachine
US10443423B2 (en) * 2014-09-22 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade outer air seal assembly
US9945243B2 (en) 2014-10-14 2018-04-17 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with biased blade track
US10190434B2 (en) 2014-10-29 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with locating inserts
CA2915246A1 (fr) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Enveloppe de turbine
CA2915370A1 (fr) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Chemin de pale circulaire comportant des elements clavetes axialement
EP3045674B1 (fr) 2015-01-15 2018-11-21 Rolls-Royce Corporation Enveloppe de turbine avec inserts tubulaires de localisation de patins
US10100649B2 (en) 2015-03-31 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Compliant rail hanger
CA2925588A1 (fr) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Sillage de pale brase destine a une turbine a gaz
CA2924855A1 (fr) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Sillage de pale a distorsion trapezoidale
CA2984035A1 (fr) 2015-05-07 2016-11-10 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Joint d'etancheite de turbomachine et turbomachine pourvue dudit joint d'etancheite
US10370994B2 (en) * 2015-05-28 2019-08-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Pressure activated seals for a gas turbine engine
US10215056B2 (en) 2015-06-30 2019-02-26 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with movable attachment features
US10233763B2 (en) * 2015-09-09 2019-03-19 United Technologies Corporation Seal assembly for turbine engine component
US10240476B2 (en) 2016-01-19 2019-03-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with interstage cooling air
US10215037B2 (en) * 2016-05-13 2019-02-26 United Technologies Corporation Contoured retaining ring
US10287906B2 (en) 2016-05-24 2019-05-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with full hoop ceramic matrix composite blade track and seal system
US10415415B2 (en) 2016-07-22 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with forward case and full hoop blade track
US10677260B2 (en) * 2017-02-21 2020-06-09 General Electric Company Turbine engine and method of manufacturing
US10655491B2 (en) * 2017-02-22 2020-05-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud ring for a gas turbine engine with radial retention features
CN106988784A (zh) * 2017-03-24 2017-07-28 中国北方发动机研究所(天津) 一种径流式增压器涡轮转轴结构及其成型工艺
US10392957B2 (en) 2017-10-05 2019-08-27 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having load distribution features
CN108050913B (zh) * 2017-12-14 2020-04-14 中国航发沈阳发动机研究所 一种用于涡轮转子外径的测量装置
US11008894B2 (en) 2018-10-31 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation BOAS spring clip
US10934877B2 (en) 2018-10-31 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation CMC laminate pocket BOAS with axial attachment scheme
US11078802B2 (en) * 2019-05-10 2021-08-03 Rolls-Royce Plc Turbine engine assembly with ceramic matrix composite components and end face seals
FR3100048B1 (fr) * 2019-08-23 2023-02-24 Safran Ceram Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau
EP3789638A1 (fr) * 2019-09-05 2021-03-10 Siemens Aktiengesellschaft Joint pour appareil de combustion
FR3101114B1 (fr) * 2019-09-23 2021-08-27 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbomachine
US11149563B2 (en) * 2019-10-04 2021-10-19 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features
DE102019219090A1 (de) * 2019-12-06 2021-06-10 MTU Aero Engines AG Dichtungsträger für eine Turbomaschine mit schlitzartigen Öffnungen im Dichtungskörper
CN114542292B (zh) * 2022-02-22 2024-07-02 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 一种缸体支撑装置
US12338738B2 (en) * 2022-07-05 2025-06-24 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control
US12012859B2 (en) 2022-07-11 2024-06-18 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control
US11808157B1 (en) 2022-07-13 2023-11-07 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control
US12188359B2 (en) * 2022-09-30 2025-01-07 Rtx Corporation Blade outer air seal with retainer ring

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126149A (en) * 1964-03-24 Foamed aluminum honeycomb motor
FR2559834A1 (fr) * 1984-02-22 1985-08-23 Snecma Anneau de turbine
FR2724973A1 (fr) * 1982-12-31 1996-03-29 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine avec controle actif des jeux en temps reel et methode de determination dudit dispositif
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4589666A (en) * 1985-07-25 1986-05-20 Pressure Science Incorporated Slip joint assembly for a split ring seal
US5088775A (en) * 1990-07-27 1992-02-18 General Electric Company Seal ring with flanged end portions
GB0108398D0 (en) * 2001-04-04 2001-05-23 Siemens Ag Seal element for sealing a gap and combustion turbine having a seal element
US20060082074A1 (en) * 2004-10-18 2006-04-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Circumferential feather seal
US7771160B2 (en) * 2006-08-10 2010-08-10 United Technologies Corporation Ceramic shroud assembly
FR2913718B1 (fr) * 2007-03-15 2009-06-05 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
US8186692B2 (en) * 2009-03-17 2012-05-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Split ring seal with spring element

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126149A (en) * 1964-03-24 Foamed aluminum honeycomb motor
FR2724973A1 (fr) * 1982-12-31 1996-03-29 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine avec controle actif des jeux en temps reel et methode de determination dudit dispositif
FR2559834A1 (fr) * 1984-02-22 1985-08-23 Snecma Anneau de turbine
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103703318A (zh) * 2011-05-20 2014-04-02 西门子能量股份有限公司 用于燃烧系统的热兼容支撑件
CN103703318B (zh) * 2011-05-20 2016-05-11 西门子能量股份有限公司 用于燃烧系统的热兼容支撑件

Also Published As

Publication number Publication date
FR2913718A1 (fr) 2008-09-19
CA2679093A1 (fr) 2008-11-06
EP2137384B1 (fr) 2010-08-04
CA2679093C (fr) 2015-01-27
ATE476585T1 (de) 2010-08-15
CN101627184A (zh) 2010-01-13
FR2913718B1 (fr) 2009-06-05
US20100092281A1 (en) 2010-04-15
US8257029B2 (en) 2012-09-04
EP2137384A1 (fr) 2009-12-30
DE602008002070D1 (de) 2010-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2137384B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
EP2118448B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
EP2771547B1 (fr) Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine
EP2406466B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
EP4273370B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine permettant une dilatation thermique différentielle
EP2785980B1 (fr) Aube de turbine à pale creuse en matériau composite, turbine ou compresseur ayant un distributeur ou redresseur forme de telles aubes et turbomachine les comprenant
EP3298245B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage
EP2585280B1 (fr) Aube de turbomachine a geometrie asymetrique complementaire.
EP3390782A2 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien élastique a froid.
WO2010146288A1 (fr) Element de distributeur de turbine en cmc, procede de fabrication, et distributeur et turbine a gaz l'incorporant
EP3298247A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
EP2707577A1 (fr) Rotor de turbomachine comprenant des aubes en materiau composite avec talon rapporte
EP2585281A1 (fr) Aube de turbomachine a geometrie complementaire paire/impaire et son procede de fabrication
EP3274565B1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine avec dispositif de maintien spécifique de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
FR3100048A1 (fr) Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau
FR2942845A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine
FR3163099A1 (fr) Turbine de turbomachine comprenant un carter et un anneau de turbine
FR3027959A1 (fr) Protection anti-feu d'une piece en materiau composite d'une turbine a gaz
FR3084445A1 (fr) Fabrication d'une chambre de combustion en materiau composite

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200880007606.0

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08788004

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2679093

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 5486/DELNP/2009

Country of ref document: IN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2008788004

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009553194

Country of ref document: JP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12531115

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: JP