(19) |
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(11) |
EP 1 965 034 B1 |
(12) |
FASCICULE DE BREVET EUROPEEN |
(45) |
Mention de la délivrance du brevet: |
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05.04.2017 Bulletin 2017/14 |
(22) |
Date de dépôt: 15.02.2008 |
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(54) |
Etage de turbine dans une turbomachine
Turbinenstufe in einer Strömungsmaschine
Turbine stage in a turbomachine
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(84) |
Etats contractants désignés: |
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DE FR GB |
(30) |
Priorité: |
28.02.2007 FR 0701426
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(43) |
Date de publication de la demande: |
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03.09.2008 Bulletin 2008/36 |
(73) |
Titulaire: SNECMA |
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75015 Paris (FR) |
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(72) |
Inventeurs: |
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- DAKOWSKI, Mathieu
94370, SUCY-EN-BRIE (FR)
- DORIN, Claire
94700, MAISONS-ALFORT (FR)
- GENDRAUD, Alain, Dominique
77670, VERNOU LACELLE SUR SEINE (FR)
- PHILIPPOT, Vincent
77176, SAVIGNY-LE-TEMPLE (FR)
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(74) |
Mandataire: Ramey, Daniel et al |
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Ernest Gutmann - Yves Plasseraud S.A.S.
3, rue Auber 75009 Paris 75009 Paris (FR) |
(56) |
Documents cités: :
EP-A- 1 059 420 EP-A- 1 517 005 FR-A- 2 887 939
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EP-A- 1 408 200 EP-A1- 0 487 193 US-A- 3 314 648
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Il est rappelé que: Dans un délai de neuf mois à compter de la date de publication
de la mention de la délivrance de brevet européen, toute personne peut faire opposition
au brevet européen délivré, auprès de l'Office européen des brevets. L'opposition
doit être formée par écrit et motivée. Elle n'est réputée formée qu'après paiement
de la taxe d'opposition. (Art. 99(1) Convention sur le brevet européen). |
[0001] La présente invention concerne un étage de turbine dans une turbomachine telle en
particulier qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion.
[0002] Une turbomachine comprend plusieurs étages de turbine comportant chacun un distributeur
formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée
rotative en aval du distributeur dans une enveloppe cylindrique ou tronconique formée
par des secteurs d'anneau disposés circonférentiellement bout à bout. Le premier de
ces étages est un étage haute-pression et les autres étages situés en aval sont des
étages basse-pression.
[0003] Il est important que les jeux radiaux entre les roues à aubes et les secteurs d'anneau
correspondants soient optimisés, pour améliorer le rendement de la turbomachine et
pour éviter tout frottement des extrémités des aubes sur les secteurs d'anneau, qui
se traduirait par une usure de ces extrémités et par une dégradation du rendement
de la turbomachine à tous les régimes de fonctionnement.
[0004] Les secteurs d'anneau qui entourent la roue à aubes de l'étage haute-pression comprennent
à leurs extrémités amont et aval des moyens d'accrochage coopérant avec des moyens
correspondants prévus sur un support annulaire disposé entre les secteurs d'anneau
et le carter de turbine.
[0005] En fonctionnement, les gaz chauds sortant de la chambre de combustion de la turbomachine
s'écoulent à travers le distributeur de l'étage haute-pression et exercent sur celui-ci
une poussée axiale vers l'aval. Ce distributeur a tendance à se déplacer vers l'aval
et à venir en appui par sa périphérie externe sur le support annulaire des secteurs
d'anneau et à le pousser vers l'aval, ce qui entraîne des variations des jeux radiaux
entre les aubes mobiles de la roue et les secteurs d'anneau.
[0006] Une solution à ce problème consiste à rigidifier le support annulaire en le formant
d'une seule pièce avec un carter support situé en aval des secteurs d'anneau et permettant
de suspendre le distributeur du premier étage basse-pression au carter de turbine.
[0007] Cependant, cette solution présente de nombreux inconvénients. Le support annulaire
et les secteurs d'anneau sont reliés fixement au carter support. Il n'est donc pas
possible d'optimiser les jeux radiaux entre les aubes mobiles et les secteurs d'anneau
en fonction du régime de la turbomachine. De plus, le carter de turbine est soumis
en fonctionnement à des circulations d'air de refroidissement non uniformes sur sa
périphérie qui font apparaître des gradients de température importants sur le carter,
ce qui entraîne des déformations du carter appelées « distorsions de carcasse » et
se traduisent par des déplacements du carter support et des secteurs d'anneau accrochés
sur le support annulaire. Les déplacements des secteurs d'anneau sont aléatoires et
non maîtrisés et provoquent des variations des jeux radiaux entre les aubes mobiles
et les secteurs d'anneau de l'étage haute-pression qui réduisent les performances
de la turbomachine.
[0008] Une autre solution au problème précité consiste à fixer le support directement sur
le carter de turbine. Cependant, cette solution n'est pas non plus satisfaisante car
pour assurer une bonne rigidité axiale de ce support, ses moyens de fixation ont en
générai un encombrement axial très important. Par ailleurs, cette solution ne permet
pas de résoudre les problèmes de déplacements des secteurs d'anneau liés aux distorsions
de carcasse du carter de turbine.
[0010] La demande
EP-A2-1 408 200 décrit un dispositif d'attache d'un secteur d'anneau de turbine sur un carter, le
secteur d'anneau comportant des crochets élastiquement déformables de fixation sur
le carter.
[0011] L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique
à l'ensemble des problèmes de la technique antérieure.
[0012] Elle propose à cet effet un étage de turbine dans une turbomachine, comprenant des
secteurs d'anneau agencés autour d'une roue de turbine et suspendus à un carter de
turbine par un support annulaire, caractérisé en ce que le support annulaire comprend
des moyens d'accrochage des secteurs d'anneau et des moyens de fixation sur le carter
de turbine, reliés par deux parois annulaires coaxiales reliées l'une à l'autre et
s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre, ce support ayant en section une forme en
V ou en U et étant déformable élastiquement en direction radiale pour absorber au
moins en partie les déformations du carter de turbine en fonctionnement.
[0013] Selon l'invention les secteurs d'anneau sont suspendus au carter de turbine par un
support annulaire déformable en direction radiale de manière à absorber au moins en
partie les distorsions de carcasse du carter externe afin que l'enveloppe formée par
les secteurs d'anneau conserve un diamètre sensiblement constant en fonctionnement.
L'invention permet de conserver un jeu radial sensiblement constant entre la roue
et les secteurs d'anneau de l'étage haute-pression, ainsi qu'au niveau des bords d'attaque
et de fuite des aubes mobiles de cette roue. Le support annulaire a de plus une bonne
rigidité axiale de sorte qu'il peut résister sans se déformer à l'appui axial du côté
amont du distributeur de l'étage haute-pression soumis à la poussée des gaz de combustion.
[0014] Lle support élastiquement déformable comprend deux parois annulaires coaxiales reliées
l'une à l'autre à une extrémité et s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre, ce support
ayant en section une forme en V ou en U à sommet orienté vers l'amont ou vers l'aval.
[0015] En fonctionnement, les deux parois coaxiales du support peuvent se rapprocher ou
s'écarter l'une de l'autre pour amortir les distorsions de carcasse du carter de turbine.
La jonction entre les deux parois est conformée pour se déformer élastiquement et
assurer au support une fonction de ressort. Cette structure à double paroi permet
également de renforcer la rigidité axiale du support des secteurs d'anneau.
[0016] Selon un premier mode de réalisation de l'invention, le support annulaire a en section
une forme en V et comporte deux parois tronconiques respectivement interne et externe.
La paroi tronconique interne peut par exemple s'étendre depuis des moyens d'accrochage
des secteurs d'anneau radialement vers l'extérieur et vers l'amont jusqu'à la paroi
tronconique externe qui s'étend radialement vers l'extérieur et vers l'aval. Dans
ce cas, le support définit une rainure annulaire qui débouche axialement vers l'aval.
[0017] Selon un second mode de réalisation de l'invention, le support annulaire a en section
une forme en U et comporte deux parois sensiblement cylindriques respectivement interne
et externe. La paroi cylindrique interne peut être reliée à son extrémité amont à
des moyens d'accrochage des secteurs d'anneau et à son extrémité aval à l'extrémité
aval de la paroi cylindrique externe. Le support définit ici une rainure annulaire
orientée axialement vers l'amont.
[0018] Préférentiellement, la paroi externe comporte une bride annulaire radialement externe
de fixation sur le carter de turbine.
[0019] Avantageusement, la paroi interne est raccordée à une extrémité amont des moyens
d'accrochage des secteurs d'anneau de manière à renforcer la rigidité axiale du support.
[0020] La jonction entre les parois interne et externe peut avoir a une forme incurvée en
C définissant une surface annulaire concave et une surface annulaire convexe. Cette
jonction comprend avantageusement une nervure annulaire s'étendant sensiblement axialement
depuis sa surface annulaire convexe pour rigidifier la zone de jonction des deux parois
et répartir les contraintes dans cette zone. Cette nervure annulaire a par exemple
une forme cylindrique centrée sur l'axe de révolution du support.
[0021] La présente invention concerne également une turbine de turbomachine ainsi qu'un
turbomachine, telle que qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant
au moins un étage tel que décrit ci-dessus.
[0022] L'invention concerne aussi un support annulaire de secteurs d'anneau dans un étage
de turbine d'une turbomachine, caractérisé en ce qu'il a une section en U ou en V
et comprend à sa périphérie interne des moyens d'accrochage des secteurs d'anneau,
et à sa périphérie externe une bride annulaire radialement externe.
[0023] L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages
de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit,
faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels
:
- la figure 1 est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d'un dispositif
de fixation de secteurs d'anneau selon l'invention ;
- la figure 2 est une demi vue schématique partielle en coupe axiale d'une variante
de réalisation du dispositif de fixation selon l'invention ;
- la figure 3 est une vue schématique partielle en perspective d'une autre variante
de réalisation du dispositif de fixation selon l'invention ;
[0024] La figure 1 représente de manière schématique une partie d'une turbomachine telle
qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion comprenant une turbine 10, 12 agencée
en aval d'une chambre de combustion 14, cette turbine comportant plusieurs étages
: un étage amont ou étage haute-pression 10 et des étages aval ou étages basse-pression
12.
[0025] L'étage haute-pression 10 comprend un distributeur 16 formé d'une rangée annulaire
d'aubes fixes de redressement, et une roue à aubes 18 montée en aval du distributeur
16 et tournant dans une enveloppe sensiblement cylindrique formée par des secteurs
d'anneau 20 disposés circonférentiellement bout à bout et suspendus à un carter de
turbine 22.
[0026] Chaque étage basse-pression 12 comprend également un distributeur et une roue à aubes
du type précité, seul le distributeur 30 du premier étage basse-pression étant visible
en figure 1. Ce distributeur 30 est fixé au carter de turbine 22 par l'intermédiaire
d'une pièce annulaire de support 32 agencée entre le distributeur 30 et le carter
22. La pièce de support 32 comprend à son extrémité radialement interne des rainures
annulaires qui débouchent vers l'aval et dans lesquelles sont engagés des rebords
circonférentiels 34 prévus à la périphérie externe du distributeur. La pièce 32 comprend
une paroi tronconique 36 qui s'étend radialement vers l'extérieur et vers l'amont
et est reliée à son extrémité radialement externe à une bride annulaire radialement
externe 38 de fixation à une bride annulaire correspondante 24 prévue à l'extrémité
amont du carter de turbine 22.
[0027] Un carter externe 28 entourant la chambre de combustion 14 est également pourvu à
son extrémité aval d'une bride annulaire radialement externe 26 qui est maintenue
axialement serrée sur les brides 38 et 24 de la pièce de support 32 et du carter de
turbine 22 par l'intermédiaire de moyens 40 du type vis-écrou. La chambre de combustion
14 est fixée au carter externe 28 par l'intermédiaire d'une paroi annulaire 29 s'étendant
depuis l'extrémité aval de la chambre radialement vers l'extérieur et vers l'aval
et comprenant à son extrémité radialement externe des moyens d'attache au carter externe
28.
[0028] Les secteurs d'anneau 20 sont suspendus au carter de turbine 22 par l'intermédiaire
d'un support annulaire 50 qui est logé dans une enceinte annulaire 52 délimitée à
l'amont par la paroi annulaire 29 de la chambre de combustion 14 et à l'aval par la
paroi tronconique 36 de la pièce de support 32. Ce support annulaire comprend à sa
périphérie interne des moyens d'accrochage 54 des secteurs d'anneau 20 et à sa périphérie
externe des moyens 72 de fixation sur le carter de turbine 22.
[0029] Selon l'invention, ce support annulaire 50 est déformable élastiquement en direction
radiale pour amortir au moins en partie les distorsions de carcasse auquel est soumis
le carter de turbine 22 en fonctionnement de la turbomachine, afin que l'enveloppe
cylindrique formée par les secteurs d'anneau 20 conserve un diamètre sensiblement
constant.
[0030] Le support annulaire 50 comprend à sa périphérie interne deux parois annulaire radiales
57, 58, respectivement amont et aval, qui sont reliées l'une à l'autre par une paroi
cylindrique 60. Les parois radiales 57, 58 comprennent à leurs extrémités radialement
internes des rebords cylindriques 62 orientés vers l'aval qui coopèrent avec des crochets
circonférentiels 63, 64 prévus aux extrémités amont et aval des secteurs d'anneau
20. Un organe annulaire de verrouillage 66 à section en C est engagé axialement depuis
l'aval sur le rebord cylindrique aval 62 du support et sur les crochets aval 64 des
secteurs d'anneau pour assurer le verrouillage de l'ensemble.
[0031] En figure 1, la partie médiane du support annulaire 50 est élastiquement déformable
en direction radiale et a en section une forme en U dont la base est orientée vers
l'aval, cette partie comportant deux parois cylindriques coaxiales 68, 70 s'étendant
l'une à l'intérieur de l'autre et reliées l'une à l'autre à leur extrémité aval.
[0032] La paroi cylindrique interne 68 s'étend autour de la paroi cylindrique 60 des moyens
d'accrochage, à distance de celle-ci, et est reliée à son extrémité amont à l'extrémité
radialement externe de la paroi radiale amont 57 des moyens d'accrochage. L'extrémité
aval de la paroi interne 68 est raccordée à l'extrémité aval de la paroi cylindrique
externe 70 qui a une plus faible dimension axiale que celle de la paroi interne 68
et qui s'étend autour d'une partie aval de la paroi interne 68, à distance de celle-ci.
La jonction 74 entre les parois interne 68 et externe 70 a une forme incurvée en C.
L'extrémité amont de la paroi externe 70 est reliée à une bride annulaire radialement
externe 72 qui est serrée entre la bride 26 du carter externe 28 et les brides 38,
24 de la pièce de support 32 et du carter de turbine 22.
[0033] En fonctionnement de la turbomachine, les carters 28 et 22 ne sont pas ventilés et
refroidis de manière uniforme sur leur périphérie ce qui engendre des gradients de
température importants sur ces carters et se traduit par des distorsions de carcasse.
Le support annulaire 50 de fixation des secteurs d'anneau 20 permet d'amortir ces
distorsions par déformation élastique de sa partie médiane en direction radiale. Cette
déformation se traduit par le rapprochement ou l'éloignement des parois 68, 70 en
direction radiale. Ce support est suffisamment rigide en direction axiale pour pouvoir
résister sans se déformer à la poussée axiale exercée du côté amont par le distributeur
16 de l'étage haute-pression, ce distributeur prenant appui en 76 par sa périphérie
externe sur la face amont de la paroi radiale amont 57 du support. Les jeux radiaux
78 entre les aubes de la roue 18 et les secteurs d'anneau 20 peuvent ainsi être réglés
avec précision, en particulier en fonction des différents régimes de fonctionnement
de la turbomachine.
[0034] On a représenté en figure 2 une variante de réalisation de l'invention dans laquelle
la partie médiane élastiquement déformable du support annulaire 50 a une forme biconique
et a en section une forme en V dont la pointe est orientée vers l'amont. Cette partie
comprend deux parois tronconiques coaxiales 80, 82 s'étendant l'une à l'intérieur
de l'autre et reliées l'une à l'autre à leurs extrémités amont.
[0035] La paroi tronconique interne 80 s'étend depuis l'extrémité radialement externe de
la paroi radiale amont 57' des moyens d'accrochage 54', radialement vers l'extérieur
et vers l'amont, c'est-à-dire en amont des moyens d'accrochage 54'.
[0036] L'extrémité radialement externe de la paroi interne 80 est reliée à l'extrémité radialement
interne de la paroi tronconique externe 82 qui s'étend radialement vers l'extérieur
et vers l'aval autour de la paroi interne 80. La paroi externe 82 est reliée à son
extrémité aval à une bride annulaire radialement externe 84 qui est serrée axialement
entre la bride 26 du carter externe 28 et les brides 38, 24 de la pièce de support
32 et du carter de turbine 22. La jonction 86 entre les parois interne 80 et externe
82 a une forme incurvée en C et définit à l'amont une surface annulaire convexe et
à l'aval une surface annulaire concave.
[0037] Les parois radiales amont 57' et aval 58' des moyens d'accrochage 54' sont ici reliées
entre elles par une paroi tronconique 60' qui est alignée avec la paroi tronconique
interne 80 du support pour augmenter sa rigidité axiale.
[0038] La figure 3 représente une autre variante de réalisation du dispositif selon l'invention
qui diffère de celui de la figure 2 en ce qu'il comprend une nervure cylindrique 88
qui s'étend axialement vers l'amont depuis la surface annulaire radiale de la jonction
86 des parois interne et externe du support. Cette nervure 88 permet de rigidifier
la zone de jonction des deux parois et de répartir les contraintes dans cette zone.
1. Etage de turbine pour une turbomachine, comprenant des secteurs d'anneau (20) agencés
autour d'une roue de turbine (18) et suspendus à un carter de turbine (22) par un
support annulaire (50),
caractérisé en ce que le support annulaire comprend des moyens d'accrochage (54, 54') des secteurs d'anneau
et des moyens (72) de fixation sur le carter de turbine (22), reliés par deux parois
annulaires coaxiales (68, 70, 80, 82) reliées l'une à l'autre et s'étendant l'une
à l'intérieur de l'autre, ce support ayant en section :
- une forme en V comportant deux parois tronconiques (80, 82) respectivement interne
et externe définissant lesdites deux parois annulaires coaxiales, la paroi tronconique
interne (80) étant alignée avec une paroi tronconique (60') reliant des parois radiales
amont (57') et aval (58') des moyens d'accrochage (54'),ou
- une forme en U comportant deux parois sensiblement cylindriques (68, 70) respectivement
interne et externe définissant lesdites deux parois annulaires coaxiales, et
ce support étant déformable élastiquement en direction radiale pour absorber au moins
en partie les déformations du carter de turbine en fonctionnement.
2. Etage de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce que la paroi tronconique interne (80) s'étend depuis des moyens d'accrochage (54') des
secteurs d'anneau radialement vers l'extérieur et vers l'amont jusqu'à la paroi tronconique
externe (82) qui s'étend radialement vers l'extérieur et vers l'aval.
3. Etage de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite paroi sensiblement cylindrique interne (68) est reliée à son extrémité amont
à des moyens d'accrochage (54) des secteurs d'anneau et à son extrémité aval à l'extrémité
aval de la paroi cylindrique externe (70).
4. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi externe (70, 82) comporte une bride annulaire radialement externe (72, 84)
de fixation sur le carter de turbine (22).
5. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi interne (68, 80) est raccordée à une extrémité amont de moyens d'accrochage
(54, 54') des secteurs d'anneau.
6. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite jonction (74, 86) entre lesdites parois coaxiales interne et externe a une
forme incurvée en C définissant une surface annulaire concave et une surface annulaire
convexe.
7. Etage de turbine selon la revendication 6, caractérisé en ce que la jonction (86) comprend une nervure annulaire (88) s'étendant sensiblement axialement
depuis sa surface annulaire convexe.
8. Etage de turbine selon la revendication 7, caractérisé en ce que la nervure annulaire (88) est de forme cylindrique centrée sur l'axe de révolution
du support annulaire (50).
9. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le support annulaire (50) est formé d'une seule pièce.
10. Turbine de turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un étage selon l'une des revendications précédentes.
11. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un étage de turbine selon l'une des revendications 1 à 8.
12. Support annulaire de secteurs d'anneau (20) pour un étage de turbine comprenant un
carter de turbine,
caractérisé en ce que ledit support annulaire comprend à sa périphérie interne des moyens d'accrochage
(54, 54') des secteurs d'anneau, et à sa périphérie externe une bride annulaire radialement
externe (72, 84) et présente :
- une forme en V comportant deux parois tronconiques (80, 82) respectivement interne
et externe définissant lesdites deux parois annulaires coaxiales, la paroi tronconique
interne (80) étant alignée avec une paroi tronconique (60') reliant des parois radiales
amont (57') et aval (58') des moyens d'accrochage, ou
- une forme en U comportant deux parois sensiblement cylindriques (68, 70) respectivement
interne et externe définissant lesdites deux parois annulaires coaxiales,
le support annulaire étant déformable élastiquement en direction radiale pour absorber
au moins en partie les déformations du carter de turbine en fonctionnement.
1. Turbinenstufe für ein Turbotriebwerk mit Ringsektoren (20), welche um ein Turbinenrad
(18) herum angeordnet und über eine ringförmige Halterung (59) an einem Turbinengehäuse
(22) aufgehängt sind,
dadurch gekennzeichnet, dass die ringförmige Halterung Mittel zur Verankerung (54, 54') der Ringsektoren und Mittel
zu deren Befestigung (72) auf dem Turbinengehäuse (22) enthält, wobei diese durch
zwei, miteinander verbundene ringförmige koaxiale Wände (68, 70, 80, 82) miteinander
verbunden sind, eine im Innenbereich der anderen entlangführt und diese Halterung
einen:
- v-förmigen Sektor mit je zwei kegelstumpfförmigen Wänden (80, 82) innen und außen
umfasst, welche die besagten ringförmigen koaxialen Wände abgrenzen, wobei die kegelförmige
innere Wand (80) auf eine kegelstumpfförmige Wand (60') ausgerichtet ist, welche die
radialen Wände stromaufwärts (57') und stromabwärts (58') der Verankerungsmittel (54')
miteinander verbindet, oder
- einen u-förmigen Sektor mit zwei im Wesentlichen zylindrischen Wänden (68, 70) innen
und außen umfassen, welche die zwei ringförmigen koaxialen Wände abgrenzen, wobei
diese Halterung in radialer Richtung elastisch verformbar ist, um die Verformungen
des Turbinengehäuses während des Betriebs mindestens zum Teil zu absorbieren.
2. Turbinenstufe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich die kegelförmige innere Wand (80) von den Verankerungsmitteln (54') der radial
nach außen führenden Ringsektoren stromaufwärts bis zur kegelstumpfförmigen äußeren
Wand (82) erstreckt, die radial stromabwärts nach außen führt.
3. Turbinenstufe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass besagte im Wesentlichen zylindrische innere Wand (68) an ihrem stromaufwärtigen Ende
mit Verankerungsmitteln (54) für Ringsektoren und an ihrem stromabwärtigen Ende mit
dem stromabwärtigen Ende der zylindrischen äußeren Wand (70) verbunden ist.
4. Turbinenstufe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die äußere Wand (70, 82) einen radial externen Ringflansch (72, 84) zur Befestigung
auf dem Turbinengehäuse (22) umfasst.
5. Turbinenstufe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die innere Wand (68, 80) mit einem stromaufwärtigen Ende von Verankerungsmitteln
(54, 54') der Ringsektoren verbunden ist.
6. Turbinenstufe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass besagte Verbindung (74, 86) zwischen besagter koaxialer inneren und äußeren Wand
c-förmig gebogen ist und eine ringförmige konkave Fläche und eine ringförmige konvexe
Fläche abgrenzt.
7. Turbinenstufe nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbindung (86) einen ringförmigen Grat (88) umfasst, der sich von seiner konvexen
ringförmigen Fläche aus im Wesentlichen axial erstreckt.
8. Turbinenstufe nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die ringförmige Rippe (88) zylinderförmig ist und mittig auf der Umdrehungsachse
der richtförmigen Halterung (50) sitzt.
9. Turbinenstufe nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die ringförmige Halterung (50) aus einem einzigen Stück geformt ist.
10. Turbine eines Turbinentriebwerks, dadurch gekennzeichnet, dass sie mindestens eine Stufe nach einem der vorhergehenden Ansprüche umfasst.
11. Turbinentriebwerk, wie z.B. ein Turbostrahltriebwerk oder ein Turbopropellertriebwerk
eines Flugzeugs, dadurch gekennzeichnet, dass es mindestens eine Turbinenstufe nach einem der Ansprüche 1 bis 8 umfasst.
12. Ringförmige Halterung von Ringsektoren (20) für eine Turbinenstufe mit Turbinengehäuse,
dadurch gekennzeichnet, dass besagte ringförmige Halterung an ihrem Innenrand Verankerungsmittel (54, 54') und
an ihrem Außenrand einen radial äußeren Ringflansch (72, 84) aufweist und dass dieser:
- einen v-förmigen Sektor aufweist, der zwei kegelstumpfförmige Wände (80, 82) jeweils
innen und außen umfasst, welche die besagten ringförmigen koaxialen Wände abgrenzen,
wobei die kegelförmige innere Wand (80) auf eine kegelstumpfförmige Wand (60') ausgerichtet
ist, welche die radialen Wände stromaufwärts (57') und stromabwärts (58') der Verankerungsmittel
(54') miteinander verbindet, oder
- einen u-förmigen Sektor mit zwei im Wesentlichen zylindrischen Wänden (68, 70) innen
und außen umfassen, welche die zwei ringförmigen koaxialen Wände abgrenzen, wobei
diese Halterung in radialer Richtung elastisch verformbar ist, um die Verformungen
des Turbinengehäuses während des Betriebs mindestens zum Teil zu absorbieren.
1. A turbine stage for a turbomachine, comprising ring sectors (20) arranged about a
turbine impeller (18) and suspended from a turbine casing (22) by an annular support
(50),
characterized in that the annular support comprises means (54,54') for coupling the ring sectors and means
(72) for attachment to the turbine casing (22), connected by two coaxial annular walls
(68,70,80,82) connected to one another and extending one inside the other, said support
having:
- a V-shaped section comprising two respectively inner and outer frustoconical walls
(80,82) defining said two coaxial annular walls, the inner frustoconical wall (80),
the inner frustoconical wall (80) being aligned with a frustoconical wall (60') connecting
the upstream radial wall (57') and the downstream radial wall (58') of the coupling
means (54'), or
- a U-shaped section comprising two respectively inner and outer substantially cylindrical
walls (68,70) defining said two coaxial annular walls,
said support being able to be elastically deformed in a radial direction to absorb
at least a portion of the deformations of the turbine casing in operation.
2. The turbine stage as claimed in claim 1, characterized in that the inner frustoconical wall (80) extends from means (54') for coupling the ring
sectors radially outward and in the upstream direction up to the outer frustoconical
wall (82) which extends radially outward and in the downstream direction.
3. The turbine stage as claimed in claim 1, characterized in that the inner cylindrical wall (68) is connected at its upstream end to means (54) for
coupling the ring sectors and at its downstream end to the downstream end of the outer
cylindrical wall (70).
4. The turbine stage as claimed in one of the preceding claims, characterized in that the outer wall (70,82) comprises a radially outer annular flange (72,84) for attachment
to the turbine casing (22).
5. The turbine stage as claimed in one of the preceding claims, characterized in that the inner wall (68,80) is connected to an upstream end of means for coupling (54,54')
the ring sectors.
6. The turbine stage as claimed in one of the preceding claims, characterized in that the junction (74,86) between the inner and outer walls has a curved C shape defining
a concave annular surface and a convex annular surface.
7. The turbine stage as claimed in claim 6, characterized in that the junction (86) comprises an annular rib (88) extending substantially axially from
its convex annular surface.
8. The turbine stage as claimed in claim 7, characterized in that the annular rib (88) is of cylindrical shape centered on the axis of revolution of
the annular support (50).
9. The turbine stage as claimed in anyone of the preceding claims, characterized in that the annular support (50) is formed in a single piece.
10. A turbomachine turbine, which comprises at least one stage as claimed in one of the
preceding claims.
11. A turbomachine, such as an aircraft turbojet or turboprop, which comprises at least
one turbine stage as claimed in one of claims 1 to 8.
12. An annular support for ring sectors (20) for a turbine stage comprising a turbine
casing,
characterized in that said annular support comprises, at its inner periphery, means (54,54') for coupling
the ring sectors, and, at its outer periphery, a radially outer annular flange (72,84),
and has:
- a V-shaped section comprising two respectively inner and outer frustoconical walls
(80,82) defining said two coaxial annular walls, the inner frustoconical wall (80),
the inner frustoconical wall (80) being aligned with a frustoconical wall (60') connecting
the upstream radial wall (57') and the downstream radial wall (58') of the coupling
means, or
- a U-shaped section comprising two respectively inner and outer substantially cylindrical
walls (68,70) defining said two coaxial annular walls,
said support being able to be elastically deformed in a radial direction to absorb
at least a portion of the deformations of the turbine casing in operation.
RÉFÉRENCES CITÉES DANS LA DESCRIPTION
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