ENSEMBLE D'ANNEAU DE TURBINE COMPRENANT UNE PLURALITÉ DE SECTEURS D'ANNEAU EN MATÉRIAU COMPOSITE À MATRICE CÉRAMIQUE

Description

Arrière-plan de l'invention

[0001] L'invention concerne un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique ainsi qu'une structure de support d'anneau.

[0002] Dans le cas d'ensembles d'anneau de turbine entièrement métalliques, il est nécessaire de refroidir tous les éléments de l'ensemble et en particulier l'anneau de turbine qui est soumis aux flux les plus chauds. Ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux de refroidissement utilisé est prélevé sur le flux principal du moteur. En outre, l'utilisation de métal pour l'anneau de turbine limite les possibilités d'augmenter la température au niveau de la turbine, ce qui permettrait pourtant d'améliorer les performances des moteurs aéronautiques.

[0003] Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser des secteurs d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) afin de s'affranchir de la mise en œuvre d'un matériau métallique.

[0004] Les matériaux CMC présentent de bonnes propriétés mécaniques les rendant aptes à constituer des éléments de structures et conservent avantageusement ces propriétés à températures élevées. La mise en œuvre de matériaux CMC a avantageusement permis de réduire le flux de refroidissement à imposer lors du fonctionnement et donc à augmenter la performance des turbomachines. En outre, la mise en œuvre de matériaux CMC permet avantageusement de diminuer la masse des turbomachines et de réduire l'effet de dilatation à chaud rencontré avec les pièces métalliques.

[0005] Toutefois, les solutions existantes proposées peuvent mettre en œuvre un assemblage d'un secteur d'anneau en CMC avec des parties d'accrochage métalliques d'une structure de support d'anneau, ces parties d'accrochage étant soumise au flux chaud. Par conséquent, ces solutions d'assemblage peuvent toujours nécessiter la mise en œuvre d'un flux de refroidissement au moins afin de refroidir lesdites parties d'accrochage métalliques. En outre, ces parties d'accrochage métalliques subissent des dilatations à chaud, ce qui peut conduire à une mise sous contrainte mécanique des secteurs d'anneau en CMC et à une fragilisation de ces derniers.

[0006] On connait par ailleurs des ensembles d'anneau de turbine divulgués dans les documents US 2014/0271145, qui montre les caractéristiques techniques du préambule de la revendication indépendante 1, US 2004/0047726, US 6 435 824 et GB 2 344 140.

[0007] Il existe donc un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire encore la quantité de gaz de refroidissement nécessaire.

[0008] Il existe encore un besoin pour améliorer les ensembles d'anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire l'intensité des contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau en CMC sont soumis lors du fonctionnement.

Objet et résumé de l'invention

[0009] L'invention est décrite dans la revendication 1. A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, un ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau, chaque secteur d'anneau ayant une partie formant base annulaire avec une face interne définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent au moins deux parties formant pattes, la structure de support d'anneau comprenant au moins deux pattes d'accrochage s'étendant radialement, les pattes de chaque secteur d'anneau enserrant les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau au moins au niveau des extrémités radiales internes desdites pattes d'accrochage.

[0010] La direction radiale correspond à la direction selon un rayon de l'anneau de turbine (droite reliant le centre de l'anneau de turbine à sa périphérie). L'extrémité radiale interne d'une patte d'accrochage correspond à l'extrémité de ladite patte d'accrochage située du côté de la veine d'écoulement du flux gazeux.

[0011] Dans l'invention, les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau sont au moins partiellement logées entre les pattes des secteurs d'anneau. Ces pattes d'accrochage sont ainsi protégées du flux chaud par le secteur d'anneau en CMC qui les enserre axialement lequel présente une faible conductivité thermique et constitue ainsi une barrière thermique pour lesdites pattes d'accrochage. Le secteur d'anneau en CMC permet ainsi d'obtenir un découplage thermique entre la face interne de l'anneau de turbine et les pattes d'accrochage qu'il enserre. La configuration selon l'invention permet ainsi de réduire la quantité de gaz nécessaire pour refroidir les pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau et conduit, par conséquent, à une augmentation des performances du moteur.

[0012] Les pattes des secteurs d'anneau présentent en coupe méridienne des portions inclinées en regard des pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau, ces portions inclinées formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale.

[0013] La direction axiale correspond à la direction selon l'axe de révolution de l'anneau de turbine ainsi qu'à la direction d'écoulement du flux gazeux dans la veine.

[0014] La mise en œuvre de telles portions inclinées permet avantageusement de faire glisser les pattes des secteurs d'anneau sur les pattes d'accrochage de la structure de support de l'anneau en cas de dilatation différentielle et, par conséquent, de compenser les différences de dilatation entre les pattes d'accrochage et les pattes du secteur d'anneau ainsi que de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau sont soumis. La présence de portions inclinées permet donc d'obtenir un glissement des secteurs d'anneau en cas de dilatation radiale et/ou axiale des pattes d'accrochage, ce qui permet d'éviter tout blocage radial ou axial des secteurs d'anneau et donc d'éviter que ces derniers soient soumis à des contraintes trop élevées. La présence des portions inclinées est d'autant plus avantageuse que les pattes d'accrochage sont logées entre les pattes des secteurs d'anneau, ces pattes d'accrochage ayant par conséquent un espace relativement restreint pour se dilater pouvant ainsi conduire à l'application d'une contrainte mécanique significative sur les pattes des secteurs d'anneau dans le cas où celles-ci sont dépourvues de telles portions inclinées.

[0015] Dans un exemple de réalisation, les pattes des secteurs d'anneau peuvent enserrer les pattes d'accrochage sur une longueur inférieure à la longueur des pattes des secteurs d'anneau.

[0016] En variante, les pattes des secteurs d'anneau peuvent enserrer les pattes d'accrochage sur une longueur égale à la longueur des pattes des secteurs d'anneau.

[0017] Ce mode de réalisation permet avantageusement d'augmenter l'étendue de la surface d'appui entre les pattes des secteurs d'anneau et les pattes d'accrochage et de réduire la présence d'efforts locaux au niveau de cette surface d'appui.

[0018] Dans un exemple de réalisation, les portions inclinées peuvent former un angle compris entre 30° et 60° avec la direction radiale.

[0019] De préférence, les pattes des secteurs d'anneau peuvent présenter à leur extrémité radiale externe des évidements s'étendant en direction tangentielle.

[0020] L'extrémité radiale externe d'une patte d'un secteur d'anneau correspond à l'extrémité de ladite patte située du côté opposé à la veine d'écoulement du flux gazeux. La direction tangentielle correspond à la direction circonférentielle de l'anneau de turbine.

[0021] La présence de tels évidements permet avantageusement de réduire les contraintes mécaniques auxquelles le secteur d'anneau est soumis lors du fonctionnement.

[0022] De préférence, un élément d'amortissement élastique peut être présent entre les extrémités radiales internes des pattes d'accrochage de la structure de support d'anneau et la base annulaire du secteur d'anneau dont les pattes enserrent lesdites pattes d'accrochage.

[0023] La présence d'un tel élément d'amortissement permet avantageusement d'amortir les déplacements radiaux des secteurs d'anneau et ainsi de contribuer au maintien des secteurs d'anneau sur les pattes d'accrochage lors du fonctionnement.

[0024] Dans un exemple de réalisation, l'élément d'amortissement peut être ajouré. La présence d'un ou plusieurs ajours peut avantageusement permettre de refroidir les secteurs d'anneau.

[0025] Dans un exemple de réalisation, les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de π.

[0026] La présente invention vise également une turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine tel que défini plus haut.

[0027] Dans un exemple de réalisation, l'ensemble d'anneau de turbine peut faire partie du distributeur de la turbomachine.

[0028] L'ensemble d'anneau de turbine peut faire partie d'une turbine à gaz d'un moteur aéronautique ou peut, en variante, faire partie d'une turbine industrielle.

Brève description des dessins

[0029] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :

• la figure 1 est une vue en coupe méridienne montrant un mode de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention,
• la figure 2 représente de manière isolée un secteur d'anneau mis en œuvre dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1,
• la figure 3 illustre le montage d'un des secteurs d'anneau sur la structure de support d'anneau en vue d'obtenir l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1,
• la figure 4 est une vue de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 une fois l'ensemble des secteurs d'anneau montés, et
• la figure 5 est une vue en coupe méridienne montrant une variante de réalisation d'un ensemble d'anneau de turbine selon l'invention.

Description détaillée de modes de réalisation

[0030] La figure 1 montre un secteur d'anneau de turbine 1 et un carter 2 en matériau métallique constituant structure de support d'anneau. L'ensemble de secteurs d'anneau 1 est monté sur le carter 2 de sorte à former un anneau de turbine qui entoure un ensemble de pales rotatives 3. La flèche F représente le sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Les secteurs d'anneau 1 sont en une seule pièce et réalisés en CMC. La mise en œuvre d'un matériau CMC pour réaliser les secteurs d'anneau 1 est avantageuse afin de réduire les besoins en ventilation de l'anneau. Les secteurs d'anneau 1 ont une section sensiblement en forme de π avec une base annulaire 5 dont la face interne 6 par rapport à la direction radiale R est revêtue d'une couche 7 de matériau abradable et définit la veine d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. La base annulaire 5 présente, en outre, une face externe 8 par rapport à la direction radiale R à partir de laquelle s'étendent des pattes 9a et 9b.

[0031] Chaque secteur d'anneau 1 décrit ci-avant est réalisé en CMC par formation d'une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle du secteur d'anneau et densification du secteur d'anneau par une matrice céramique.

[0032] Pour la réalisation de la préforme fibreuse, on peut utiliser des fils en fibres céramique, par exemple des fils en fibres SiC tels que ceux commercialisés par la société japonaise Nippon Carbon sous la dénomination "Nicalon", ou des fils en fibres de carbone.

[0033] La préforme fibreuse est avantageusement réalisée par tissage tridimensionnel, ou tissage multicouches avec aménagement de zones de déliaison permettant d'écarter les parties de préformes correspondant aux pattes 9a et 9b de la partie de préforme correspondant à la base 5.

[0034] Le tissage peut être de type interlock. D'autres armures de tissage tridimensionnel ou multicouches peuvent être utilisées comme par exemple des armures multi-toile ou multi-satin. On pourra se référer au document WO 2006/136755.

[0035] Après tissage, l'ébauche peut être mise en forme pour obtenir une préforme de secteur d'anneau qui est ensuite consolidée et densifiée par une matrice céramique, la densification pouvant être réalisée notamment par infiltration chimique en phase gazeuse (CVI) qui est bien connue en soi. Un exemple détaillé de fabrication de secteurs d'anneau en CMC est notamment décrit dans le document US 2012/0027572.

[0036] Le carter 2 comprend quant à lui des pattes d'accrochage 11a et 11b s'étendant radialement vers une veine d'écoulement du flux gazeux, les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrant axialement de manière étanche les pattes d'accrochage 11a et 11b du carter 2. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau appliquent une pression le long de la direction axiale A sur les pattes d'accrochage 11a et 11b du carter 2. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 ne sont pas présentes entre des éléments d'accrochage de la structure de support d'anneau 2. Au contraire, ce sont les pattes d'accrochage 11a et 11b de la structure de support d'anneau 2 qui sont présentes entre les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. La structure de support d'anneau 2 n'enserre pas les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. Le fait que les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent les pattes d'accrochage 11a et 11b de la structure de support d'anneau 2 permet d'assurer la fixation des secteurs d'anneau 1 à ladite structure de support 2. Cet enserrage est suffisant pour assurer la fixation des secteurs d'anneau 1 à la structure de support d'anneau 2. L'ensemble d'anneau de turbine est dépourvu d'éléments de la structure de support d'anneau 2 qui viendraient enserrer les pattes 9a et 9b des secteurs 1. Les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent à froid (i.e. à une température de 20°C) et à chaud (i.e. en fonctionnement) les pattes d'accrochage du carter 2.

[0037] Les pattes d'accrochage 11a et 11b du carter 2 sont partiellement logées entre les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 comme illustré (i.e. seule une partie de la longueur des pattes d'accrochage 11a et 11b est logée entre les pattes 9a et 9b). En particulier, les extrémités radiales internes 14a et 14b des pattes d'accrochage 11a et 11b sont enserrées entre les pattes 9a et 9b. Le fait que les pattes 9a et 9b enserrent axialement les pattes d'accrochage 11a et 11b permet avantageusement de protéger les pattes d'accrochage 11a et 11b du flux gazeux s'écoulant dans la veine puisque le secteur d'anneau 1 est résistant à la chaleur et forme une barrière thermique. La présence du phénomène de dilatation différentielle peut par ailleurs avantageusement permettre de maintenir l'étanchéité de la liaison entre les secteurs d'anneau 1 et les pattes d'accrochage 11a et 11b du carter 2. En effet, la dilatation axiale des pattes d'accrochage 11a et 11b permet d'exercer une légère pression sur les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 assurant ainsi le maintien de l'étanchéité de la liaison.

[0038] Les pattes d'accrochage 11a et 11b sont enserrées axialement entre des portions inclinées 12a et 12b définies par les pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1. Comme illustré, les portions inclinées 12a et 12b sont situées en regard des pattes d'accrochage 11a et 11b et sont en appui sur lesdites pattes d'accrochage 11a et 11b afin de les enserrer. Les portions inclinées 12a et 12b sont au contact des pattes d'accrochage 11a et 11b. Comme illustré, les portions inclinées 12a et 12b s'étendent chacune en ligne droite en formant un angle α₁ non nul avec la direction radiale R et un angle α₂ non nul avec la direction axiale A. Les portions inclinées 12a et 12b peuvent ainsi avoir une forme rectiligne lorsqu'observées en coupe méridienne. Comme mentionné plus haut, la mise en œuvre de ces portions inclinées 12a et 12b permet avantageusement de compenser les différences de dilatation entre les pattes d'accrochage 11a et 11b et les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 ainsi que de réduire les contraintes mécaniques auxquelles les secteurs d'anneau 1 sont soumis. Le secteur d'anneau 1 est ainsi, dans l'exemple illustré, relié aux pattes d'accrochage 11a et 11b du carter 2 par l'intermédiaire d'une attache dite attache marteau. L'angle α₁ peut par exemple être compris entre 30° et 60°. Les pattes d'accrochage 11a et 11b présentent elles aussi en coupe méridienne des portions inclinées formant un angle non nul avec les directions radiale et axiale, cet angle étant par exemple compris entre 30° et 60°. Les portions inclinées des pattes d'accrochage 11a et 11b sont situées en regard des portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1. Les portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b viennent en appui sur les pattes d'accrochage 11a et 11b au niveau des portions inclinées desdites pattes d'accrochage 11a et 11b. Dans l'exemple illustré, les portions inclinées des pattes d'accrochage 11a et 11b ont la même forme que les portions inclinées 12a et 12b des pattes 9a et 9b des secteurs 1.

[0039] Dans l'exemple illustré à la figure 1, chacune des pattes 9a ou 9b présente une unique portion inclinée 12a ou 12b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale R et à la direction axiale A. On ne sort pas du cadre de la présente invention lorsque les pattes des secteurs d'anneau comportent chacune plusieurs portions inclinées comme il sera détaillé plus bas. Comme illustré à la figure 1, les pattes 9a et 9b des secteurs d'anneau 1 enserrent les pattes d'accrochage 11a et 11b sur une longueur l_e laquelle est inférieure à la longueur l_p des pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1. Les longueurs l_e et l_p sont, comme illustré, mesurées perpendiculairement à la face externe 8 de la base annulaire 5 du secteur d'anneau 1. La longueur l_e peut par exemple être inférieure ou égale à 0,75 fois la longueur l_p.

[0040] La figure 1 représente un exemple de réalisation où seule une partie de la longueur des pattes d'accrochage 11a et 11b est logée entre les pattes 9a et 9b. Dans une variante non illustrée, les pattes du secteur d'anneau présentent une longueur suffisante permettant d'enserrer sensiblement la totalité de la longueur des pattes d'accrochage.

[0041] Dans l'exemple illustré à la figure 1, un élément d'amortissement élastique 15 est présent entre les extrémités radiales internes 14a et 14b des pattes d'accrochage 11a et 11b et la base annulaire 5 du secteur d'anneau 1 dont les pattes 9a et 9b enserrent lesdites pattes d'accrochage 11a et 11b. L'élément d'amortissement élastique 15 peut par exemple être sous la forme d'une plaque, par exemple formée d'un matériau métallique. L'élément d'amortissement 15 peut comporter un ou plusieurs ajours. La présence de ces ajours est avantageuse afin de permettre de refroidir le secteur d'anneau 1.

[0042] On a représenté à la figure 2 de manière isolée un secteur d'anneau 1 mis en œuvre dans l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1. Comme illustré, les pattes 9a et 9b du secteur d'anneau 1 présentent à leur extrémité radiale externe 16a et 16b des évidements 17a et 17b s'étendant en direction tangentielle lorsque le secteur d'anneau 1 est fixé à la structure de support d'anneau. Comme mentionné plus haut, la présence des évidements 17a et 17b permet avantageusement de réduire les contraintes mécaniques auxquelles le secteur d'anneau 1 est soumis lors du fonctionnement. En outre, le secteur d'anneau 1 peut comporter une ou plusieurs lamelles d'étanchéité 18. Ces lamelles d'étanchéité 18 permettent une fois l'ensemble des secteurs d'anneau 1 montés sur la structure de support d'anneau de réduire, voire de supprimer, les fuites d'air entre les secteurs d'anneau 1.

[0043] La figure 3 illustre le montage d'un secteur d'anneau 1 au carter 2. Le secteur d'anneau 1 à monter est présenté face à l'échancrure du carter 2. Le secteur d'anneau 1 à monter peut, dans un exemple de réalisation, être pourvu d'un élément d'amortissement 15 tel qu'illustré à la figure 1. Le secteur d'anneau 1 est inséré en translation puis décalé angulairement comme représenté par les flèches de la figure 3. La figure 4 est une vue de l'ensemble d'anneau de turbine de la figure 1 une fois l'ensemble des secteurs d'anneau monté. Comme illustré, une pluralité de secteurs 1 d'anneau en CMC sont montés sur la structure de support d'anneau 2. L'ensemble d'anneau de turbine comporte en outre une clé de fermeture 20 présente au niveau d'un des secteurs d'anneau et permettant d'assurer la cohésion de l'ensemble des secteurs d'anneau entre eux. La clé de fermeture 20 est présente au niveau du dernier secteur d'anneau monté.

[0044] La figure 5 illustre une variante de réalisation dans laquelle les pattes 9'a et 9'b des secteurs d'anneau 1' enserrent les pattes d'accrochage 11'a et 11'b sur une longueur sensiblement égale à la longueur des pattes 9'a et 9'b. Dans l'exemple de la figure 5, chacune des pattes 9'a ou 9'b présente une première portion inclinée 12'a ou 12'b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale ainsi qu'une deuxième portion inclinée 12"a ou 12"b formant un angle non nul par rapport à la direction radiale et à la direction axiale. Les première et deuxième portions inclinées sont présentes de part et d'autre d'un coude C formé par les pattes 9'a et 9'b du secteur d'anneau 1'. Le coude C peut comme illustré être sensiblement situé à mi-longueur des pattes 9'a et 9'b.

[0045] L'expression « compris(e) entre ... et ... » ou « allant de ... à ... » doit se comprendre comme incluant les bornes.

Revendications

1. Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d'anneau (1 ; 1') en matériau composite à matrice céramique et une structure de support d'anneau (2), chaque secteur d'anneau (1 ; 1') ayant une partie formant base annulaire (5) avec une face interne (6) définissant la face interne de l'anneau de turbine et une face externe (8) à partir de laquelle s'étendent au moins deux parties formant pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b), l'ensemble étant caractérisé en ce que la structure de support d'anneau (2) comprend au moins deux pattes d'accrochage (11a ; 11b ; 11'a ; 11'b) s'étendant radialement, les pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b) de chaque secteur d'anneau (1 ; 1') enserrant axialement les pattes d'accrochage (11a ; 11b ; 11'a ; 11'b) de la structure de support d'anneau (2) au moins au niveau des extrémités radiales internes (14a ; 14b ; 14'a ; 14'b) desdites pattes d'accrochage (11a ; 11b ; 11'a ; 11'b), et en ce que les pattes (9a ; 9b ; 9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (1 ; 1') présentent en coupe méridienne des portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) en appui sur les pattes d'accrochage (11a ; 11b ; 11'a ; 11'b) de la structure de support d'anneau (2), ces portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) formant un angle non nul (α₁ ; α₂) par rapport à la direction radiale (R) et à la direction axiale (A), et dans lequel les pattes d'accrochage des secteurs d'anneau ne sont pas présentes entre des éléments d'accrochage de la structure de support d'anneau.

2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1) enserrent les pattes d'accrochage (11a ; 11b) sur une longueur inférieure à la longueur des pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1).

3. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les pattes (9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (1') enserrent les pattes d'accrochage (11'a ; 11'b) sur une longueur sensiblement égale à la longueur des pattes (9'a ; 9'b) des secteurs d'anneau (1').

4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel les portions inclinées (12a ; 12b ; 12'a ; 12'b ; 12"a ; 12"b) forment un angle compris entre 30° et 60° avec la direction radiale (R).

5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les pattes (9a ; 9b) des secteurs d'anneau (1) présentent à leur extrémité radiale externe (16a ; 16b) des évidements (17a ; 17b) s'étendant en direction tangentielle.

6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel un élément d'amortissement élastique (15) est présent entre les extrémités radiales internes (14a ; 14b) des pattes d'accrochage (11a ; 11b) de la structure de support d'anneau (2) et la base annulaire (5) du secteur d'anneau (1) dont les pattes (9a ; 9b) enserrent lesdites pattes d'accrochage (11a ; 11b).

7. Ensemble selon la revendication 6, dans lequel l'élément (15) d'amortissement est ajouré.

8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les secteurs d'anneau ont une section sensiblement en forme de π.

9. Turbomachine comprenant un ensemble d'anneau de turbine selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.

Ansprüche

1. Turbinenringanordnung umfassend eine Vielzahl von Ringsektoren (1; 1') aus Keramikmatrix-Verbundwerkstoff und einer Ringträgerstruktur (2), wobei jeder Ringsektor (1; 1') einen ringförmigen Basisteil (5) mit einer Innenfläche (6), die die Innenseite des Turbinenrings definiert, und einer Außenfläche (8), von der aus sich mindestens zwei Stege (9a; 9b; 9'a; 9'b) erstrecken, aufweist, wobei die Anordnung dadurch gekennzeichnet ist, dass die Ringträgerstruktur (2) mindestens zwei Einrastklauen (11a; 11b; 11'a; 11'b) umfasst, die sich radial erstrecken, wobei die Stege (9a; 9b; 9'a; 9'b) jedes Ringsektors (1; 1') die Einrastklauen (11a; 11b; 11'a; 11'b) der Ringträgerstruktur (2) mindestens an den inneren radialen Enden (14a; 14b; 14'a; 14'b) der Einrastklauen (11a; 11b; 11'a; 11'b) axial umschließen, und dass die Stege (9a; 9b; 9'a; 9'b) der Ringsektoren (1; 1') im Meridianschnitt geneigte Abschnitte (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) aufweisen, die auf den Einrastklauen (11a; 11b; 11'a; 11'b) der Ringträgerstruktur (2) aufliegen, wobei diese geneigten Abschnitte (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) einen Winkel ungleich Null (α₁; α₂) in Bezug auf die radiale Richtung (R) und axiale Richtung (A) bilden und wobei die Einrastklauen der Ringsektoren zwischen den Einrastelementen der Ringträgerstruktur nicht vorhanden sind.

2. Anordnung nach Anspruch 1, wobei die Stege (9a; 9b) der Ringsektoren (1) die Einrastklauen (11a; 11b) auf einer geringeren Länge als der Länge der Stege (9a; 9b) der Ringsektoren (1) umschließen.

3. Anordnung nach Anspruch 1, wobei die Stege (9'a; 9'b) der Ringsektoren (1') die Einrastklauen (11'a; 11'b) auf einer im Wesentlichen gleichen Länge wie die Länge der Stege (9'a; 9'b) der Ringsektoren (1') umschließen.

4. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die geneigten Abschnitte (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) einen Winkel zwischen 30° und 60° mit der radialen Richtung (R) bilden.

5. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Stege (9a; 9b) der Ringsektoren (1) an ihrem äußeren radialen Ende (16a; 16b) Aussparungen (17a; 17b) aufweisen, die sich in tangentialer Richtung erstrecken.

6. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei zwischen den inneren radialen Enden (14a; 14b) der Einrastklauen (11a; 11b) der Ringträgerstruktur (2) und der ringförmigen Basis (5) des Ringsektors (1), dessen Stege (9a; 9b) die Einrastklauen (11a; 11b) umschließen, ein elastisches Dämpfungselement (15) vorhanden ist.

7. Anordnung nach Anspruch 6, wobei das Dämpfungselement (15) mit Öffnungen versehen ist.

8. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei die Ringsektoren einen im Wesentlichen n-förmigen Querschnitt aufweisen.

9. Turbomaschine umfassend einer Turbinenringanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 8.

Claims

1. A turbine ring assembly comprising a plurality of ring sectors (1; 1') made of ceramic matrix composite material, together with a ring support structure (2), each ring sector (1; 1') having a portion forming an annular base (5) with an inner face (6) defining the inner face of the turbine ring and an outer face (8) from which there project at least two tab-forming portions (9a; 9b; 9'a; 9'b), the assembly being characterized in that the ring support structure (2) has at least two attachment tabs (11a; 11b; 11'a; 11'b) extending radially, the tabs (9a; 9b; 9'a; 9'b) of each ring sector (1; 1') axially gripping the attachment tabs (11a; 11b; 11'a; 11'b) of the ring support structure (2) at least at the radially-inner ends (14a; 14b; 14'a; 14'b) of said attachment tabs (11a; 11b; 11'a; 11'b),
and in that the tabs (9a; 9b; 9'a; 9'b) of the ring sectors (1; 1') present, in meridian section, sloping portions (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) bearing against the attachment tabs (11a; 11b; 11'a; 11'b) of the ring support structure (2), the sloping portions (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) forming respective non-zero angles (α₁, α₂) relative to the radial direction (R) and to the axial direction (A) and wherein the tabs of the ring sectors are not present in-between the attachment tabs of the ring support structure .

2. An assembly according to claim 1, wherein the tabs (9a; 9b) of the ring sectors (1) grip the attachment tabs (11a; 11b) over a length that is less than the length of the tabs (9a; 9b) of the ring sectors (1).

3. An assembly according to claim 1, wherein the tabs (9'a; 9'b) of the ring sectors (1') grip the attachment tabs (11'a; 11'b) over a length that is substantially equal to the length of the tabs (9'a; 9'b) of the ring sectors (1').

4. An assembly according to any one of claims 1 to 3, wherein the sloping portions (12a; 12b; 12'a; 12'b; 12"a; 12"b) form an angle lying in the range 30° to 60° with the radial direction (R).

5. An assembly according to any one of claims 1 to 4, wherein the tabs (9a; 9b) of the ring sectors (1) present recesses (17a; 17b) at their radially-outer ends (16a; 16b), which recesses extend in a tangential direction.

6. An assembly according to any one of claims 1 to 5, wherein an elastic damper element (15) is present between the radially-inner ends (14a; 14b) of the attachment tabs (11a; 11b) of the ring support structure (2) and the annular base (5) of the ring sector (1) having the tabs (9a; 9b) gripping said attachment tabs (11a; 11b).

7. An assembly according to claim 6, wherein the damper elements (15) include openings.

8. An assembly according to any one of claims 1 to 7, wherein the ring sectors present a section that is substantially π-shaped.

9. A turbine engine including a turbine ring assembly according to any one of claims 1 to 8.

Dessins