Brevet FR3101913A1 — publié le 20210416

Le présent document concerne un ensemble de sortie d’un générateur de gaz comprenant un carter d’échappement en matériau métallique, un cône de sortie (16) en matériau composite à matrice céramique, et une bride annulaire (18) dont une partie aval comporte des pattes aval (24) fixées au cône de sortie (16) et une seconde extrémité amont est fixée au carter (10), caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval de la bride (18) et le cône d’échappement (16). Figure à publier avec l’abrégé : Figure numéro 4 ENSEMBLE DE SORTIE D’UN GENERATEUR DE GAZ Domaine technique de l’invention La présente divulgation concerne le domaine des turbomachines et plus particulièrement celui relatif l’échauffement de pièces en fonctionnement. Etat de la technique antérieure Classiquement, un générateur de gaz comprend d’amont en aval un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Cette dernière section de la turbomachine évacue les gaz chauds entre une virole annulaire interne 10 et une virole annulaire externe (non représentée) appartenant à un carter d’échappement 12 qui est représenté en figure 1. Les deux viroles annulaires interne 10 et externe sont reliées par des bras radiaux 14. Comme cela est visible aussi en figure 2, un cône de sortie 16 ou cône d’échappement est relié à la virole annulaire interne 10 par l’intermédiaire d’un bride annulaire 18 de fixation laquelle comprend un anneau 20 s’étendant sur 360°. On notera que si le cône d’échappement est réalisé en métal comme usuellement, cette bride n’existe pas puisqu’elle n’est pas nécessaire. Dans le cas de l’introduction d’un cône en CMC, l’interposition de cette bride annulaire permet de compenser les écarts de dilatation différentielle entre le carter d’échappement et le cône. L’anneau 20 porte une pluralité de pattes amont 22, c’est-à-dire s’étendant vers l’amont depuis l’anneau 20 et une pluralité de pattes aval 24, c’est-à-dire s’étendant vers l’aval depuis l’anneau 20. Les pattes amont 22 et les pattes aval 24 sont régulièrement réparties autour de l’axe A du générateur de gaz et il y a autant de pattes amont 22 que de pattes aval 24. Des vis de fixation sont utilisées pour fixer les pattes amont 22 à la virole annulaire interne 10 et d’autres vis de fixation sont utilisées pour fixer les pattes aval 24 au cône de sortie 16. La figure 3 illustre plus spécifiquement une patte aval 24 qui comprend un premier orifice 26 présentant un plus grand diamètre que deux seconds orifices 28. Le premier orifice 26 permet le passage d’une vis de fixation au cône 16 et les seconds orifices 28 assurent une fixation d’une autre pièce étrangère à la présente invention. En fonctionnement, les gaz chauds du flux d’air primaire issus de la chambre de combustion s’écoulent au contact de la virole annulaire interne 10 puis au contact du cône de sortie 16. Le carter 12 qui est une pièce structurante assurant une reprise des efforts de poussée est réalisée dans un matériau métallique tandis que le cône de sortie 16 est réalisée en composite à matrice céramique afin de réduire la masse du cône de sortie 16 et de permettre des températures de fonctionnement plus élevées que des alliages métalliques classiques. En fonctionnement, l’ensemble formé du carter d’échappement 12, de la bride annulaire 18 et du cône de sortie 16 sont soumis à des champs thermiques hétérogènes issus de plusieurs phénomènes. Ainsi, il existe un gradient thermique circonférentiel provenant des bras 14 du carter 12 et de lobes d’une pièce de mélange de l’écoulement d’air annulaire primaire et d’un écoulement d’air annulaire secondaire s’écoulant radialement à l’extérieur de la pièce de mélange. Il existe également un gradient thermique axial entre les pattes aval 24 et le cône de sortie 16. Egalement, l’extrémité amont du cône de sortie 16 et l’extrémité aval de la virole annulaire étant agencées bout à bout pour faciliter l’écoulement d’air, il s’ensuit que la bride annulaire 18 est montée à l’intérieur du carter 12 d’échappement et du cône de sortie 16. La bride 18 est ainsi reliée à une extrémité amont chaude et une extrémité aval étalement chaude, ce qui conduit à la formation d’un gradient thermique axial dans la bride annulaire 18, les extrémités amont et aval de la bride annulaire 18, c’est-à-dire les pattes amont 22 et aval 24 étant relativement plus chaudes que la partie centrale, c’est-à-dire l’anneau 20. Ce gradient thermique réduit la durée de vie de la bride 18 et peut conduire à des déformations de cette pièce en fonctionnement. Les pièces composites, en particulier les pièces composites à matrice composites dites pièces CMC, sont de plus en plus utilisées pour remplacer les pièces métalliques intégrées dans les turbomachines. En effet, les pièces CMC présentent des propriétés mécaniques à haute température particulièrement intéressantes, idéales pour la conception, par exemple, de stator ou de distributeurs de turbines. Dans ces deux exemples, des pièces CMC sectorisées sont disposées et assemblées sur un carter métallique, et reliées entre elles par des liaisons étanches, afin d’assurer l’étanchéité de la veine malgré les dilatations thermiques engendrées par les hautes températures de fonctionnement. Dans le domaine de l’aéronautique, pour les applications précitées, les matériaux CMC utilisés sont à base de fibres SiC et de matrice SiC. Les fibres SiC sont intégrées dans le matériau CMC sous forme de structures fibreuses, obtenues par tissage tridimensionnel. Il s’agit d’un tissage multicouches utilisant plusieurs couches de fils de trame et plusieurs couches de fils de chaîne, avec des fils de chaîne qui lient entre eux des fils de trame de différentes couches de fils de trame. Différents types d'armures de tissage 3D peuvent être utilisées, par exemple des armures interlock, multi-satin, multi-toile, multi-sergé. Brève description des figures , déjà décrite précédemment, est une vue schématique en perspective avec éclatement, d’un carter d’échappement et d’un cône de sortie reliés l’un à l’autre par une bride annulaire ; , est une vue schématique de la liaison des pièces décrites en référence à la figure 1 ; , est une illustration schématique en perspective d’une patte aval de la bride annulaire ; , est une illustration schématique en perspective d’un premier mode de réalisation de du présent document ; , est une illustration schématique en perspective d’un second mode de réalisation de du présent document ; , est une illustration schématique en perspective d’un troisième mode de réalisation de du présent document. Ensemble de sortie d’un générateur de gaz comprenant un carter d’échappement en matériau métallique, un cône de sortie (16) en matériau composite à matrice céramique, et une bride annulaire (18) dont une partie aval comporte des pattes aval (24) fixées au cône de sortie (16) et une seconde extrémité amont est fixée au carter (10), caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval de la bride (18) et le cône d’échappement (16). Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les moyens de limitation du transfert thermique comprennent des rondelles (30) intercalées radialement entre les pattes aval (24a) de la bride annulaire (18a) et le cône de sortie (16). Ensemble selon la revendication 2, dans lequel chaque rondelle (30) présente une surface de contact avec le cône (16) inférieure à la surface de la patte (24a) sur laquelle elle est appliquée. Ensemble selon la revendication 2 ou 3, dans lequel chaque rondelle (30) est réalisée en métal ou en céramique. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la surface de chaque patte (24c1, 24c2) en regard du cône de sortie présente un état de surface ayant une rugosité avec un Ra supérieur à 6,4 µm, de préférence inférieur à 30 µm. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la surface de chaque patte (24c1, 24c2) en regard du cône de sortie comprend une pluralité de stries. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la surface externe de chaque patte (24b) est recouverte d’une couche (34) formant une barrière thermique telle que de l'oxyde d'yttrium. Ensemble selon la revendication 7, dans lequel la barrière thermique est appliquée sur une sous-couche d’accroche de la barrière thermique. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la bride annulaire est réalisée dans un matériau métallique. Turbomachine, telle qu’un turboréacteur à double flux, comprenant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.