Brevet FR3154752A1 — publié le 20250502

Ensemble d'anneau de turbine à rattrapage de jeu amélioré Ensemble d'anneau de turbine à gaz, comprenant un anneau de turbine comprenant des secteurs d’anneau (28) en matériau composite à matrice céramique, un carter (22) en alliage métallique et un dispositif de refroidissement sectorisé (52) comprenant une chambre de tranquillisation (52B) délimitée par un diffuseur d’air (54) présentant des trous pour diffuser des jets d’air de refroidissement sur une surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine. L’ensemble comporte en outre deux douilles en alliage métallique (60) logées dans deux cavités (62) présentes aux extrémités circonférentielles du diffuseur d’air (54), chacune des douilles ayant la forme d’un cylindre étagé avec une embase (60A) dont une face inférieure (601) vient en appui sur la surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine et un plot surmontant l’embase (60B) et destiné à recevoir un ressort (58) comprimé entre une face supérieure (602) de l’embase et une face supérieure (620) de la cavité. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Ensemble d'anneau de turbine à rattrapage de jeux amélioré La présente invention se rapporte au domaine des turbines à gaz tel que les turbines des moteurs d’avions ou moteurs d’hélicoptère, les turbines de générateurs électriques et de turbocompresseurs. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’aéronefs mais aussi à ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière significative les performances environnementales des aéronefs. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique de ces aéronefs. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre pour réduire l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de turbomachines d’aéronefs, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. La tendance actuelle en aéronautique civile et le cadre des futurs moteurs d’avions civils impliquent l’exigence de performances élevées à haute température, ce qui nécessite d’intégrer des pièces en matériau composite à matrice céramique (CMC) dans la turbine haute pression (HP). Le CMC a en effet comme avantage de supporter de fortes températures (plus de 1200°C) et de plus sa faible densité (trois fois moindre que les bases métalliques) permet un gain de masse appréciable. Toutefois, l’intégration de ces pièces en CMC dans un ensemble de pièces métalliques génère des contraintes dues aux coefficients de dilatation différents existant entre CMC et éléments métalliques. Il est donc nécessaire de trouver des technologies capables de s’affranchir de ces problèmes en intégrant des technologies de rattrapage de jeu. Actuellement, les anneaux de turbine en CMC développés par la demanderesse ont la forme de la lettre PI inversée, dont la base, rectiligne et horizontale, forme une veine aérodynamique qui permet le guidage des gaz de combustion, et sur laquelle est déposé un matériau abradable qui protège le CMC des agressions extérieures. Les deux pattes de cet anneau en PI permettent une mise en position radiale de la base, grâce à des pions métalliques cylindriques qui permettent de les attacher aux pièces métalliques liées au carter de turbine. Du fait de la dilatation plus importante des pions par rapport aux pattes de l’anneau, le contact entre ces deux éléments doit se faire avec jeu (par élargissement du diamètre de perçage des pattes de l’anneau), libérant un degré de liberté de translation radiale qui ne permet plus de maintenir correctement en position l’anneau. Il existe donc aujourd’hui encore un besoin d’une solution qui consiste toujours à imposer un déplacement radial nul à l’anneau de turbine tout en palliant les inconvénients précités de la présence de ressorts. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental de ces aéronefs. Pour cela, la présente invention a donc pour but principal d’intégrer un anneau CMC dans une turbine à gaz en compensant les dilatations différentielles sans sur-contrainte mécanique tout en protégeant les éléments souples des températures élevées de la chambre de combustion. Ces buts sont atteints par un ensemble d'anneau de turbine à gaz, comprenant autour d’un axe de rotation longitudinal, un anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique disposés bout à bout de façon circonférentielle autour de l’axe de rotation, un carter en alliage métallique formant structure de support d'anneau, et un dispositif de refroidissement sectorisé comprenant une chambre de tranquillisation délimitée par un diffuseur d’air présentant des trous agencés de façon matricielle pour diffuser par impact des jets d’air de refroidissement sur une surface radialement externe de l’anneau de turbine dont il est séparé par une distance de diffusion, ensemble caractérisé en ce qu’il comporte en outre au moins une douille, de préférence deux douilles en alliage métallique logées dans deux cavités dédiées présentes aux extrémités circonférentielles du diffuseur d’air, chaque douilles ayant la forme d’un cylindre étagé à deux étages avec une embase formant l’étage inférieur dont une face inférieure vient en appui sur la surface radialement externe de l’anneau de turbine et un plot surmontant l’embase pour former l’étage supérieur destiné à recevoir un ressort configuré pour être comprimé entre l’embase et la cavité. Ainsi, ce système de ressort encastré permet de maintenir en position l’anneau en CMC dans un environnement métallique sans nuire à l’efficacité des ressorts aux températures élevées. Le refroidissement de l’anneau n’est plus entravé par la présence du ressort. La présence d’un orifice qui traverse chaque douille autour de laquelle est enroulé le ressort améliore ce refroidissement. De préférence, l’embase de chaque douille définit la distance de diffusion entre le diffuseur d’air et la surface radialement externe de l’anneau de turbine. Avantageusement, l’embase de chaque douille est fendue sur quasiment toute sa hauteur, de sorte à définir deux ailes dont les faces internes parallèles définissent un canal élargi pour un écoulement circonférentiel du jet d’impact. De préférence, chacune des ailes possède un chanfrein au niveau de la face radialement interne en contact avec la surface radialement externe de l’anneau de turbine. Avantageusement, l’embase de chaque douille présente un méplat pour éviter sa rotation et permettre son guidage en translation. De préférence, chaque douille comporte un perçage central permettant d’assurer aussi un refroidissement par impact sur la surface radialement externe de l’anneau de turbine. Avantageusement, le carter comporte une virole centrale qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle s’étendent radialement vers l’intérieur des brides annulaires amont et aval, la bride annulaire amont recevant un flasque de rétention amont et la bride annulaire aval une entretoise en alliage métallique comprenant une pluralité de secteurs d’entretoise disposés bout à bout de façon circonférentielle autour de l’axe de rotation, chaque secteur d’anneau de l’anneau de turbine comprenant des pattes d’accrochage amont et aval s’étendant radialement vers l’intérieur depuis une base annulaire de l’anneau de turbine, la patte d’accrochage amont étant fixée au flasque de rétention amont par des pions amont de fixation axiaux et la patte d’accrochage aval au secteur d’entretoise par des pions aval de fixation axiaux, un joint oméga étant monté dans les secteurs d’entretoise en appui contre la patte d’accrochage aval. De préférence, le diffuseur d’air présente un plan incliné pour réaliser un jet d’impact sur la patte d’accrochage aval en contact avec le joint oméga. De préférence, le dispositif de refroidissement sectorisé comprend un ou plusieurs canaux de ventilation comportant une ouverture évasée débouchant dans la chambre de tranquillisation. L’invention concerne également une turbomachine comportant l’ensemble précité. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une vue générale d’une turbomachine aéronautique, FIG. 2 la FIG. 2 montre en coupe transversale un ensemble d’anneau de turbine conforme à l’invention, FIG. 3 la FIG. 3 est une vue en perspective d’une douille recevant un ressort de rattrapage de jeu de l’anneau de turbine de la FIG. 2 , et FIG. 4 la FIG. 4 montre la douille de la FIG. 3 en position de montage. Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » seront utilisés en référence au sens axial d'écoulement du flux gazeux dans la turbine et les termes « interne » ou « intérieur » et « externe » ou « extérieur » sont pris dans la direction perpendiculaire au sens axial d'écoulement du flux gazeux selon que l’objet concerné est en contact ou non avec ce flux gazeux. La FIG. 1 illustre en coupe longitudinale et à titre d’exemple une turbomachine d’aéronef double flux double corps 10 comportant d’amont en aval : une soufflante 12, un premier compresseur basse-pression 14 et un second compresseur haute-pression 16, une chambre de combustion 18 et une turbine à gaz 20, ces éléments à l’exception de la soufflante étant montés dans un carter 22 formant un conduit de passage interne pour la veine chaude de flux primaire de la turbomachine. Des aubes directrices 24 montées entre le carter 22 et une nacelle 26 servent à canaliser le flux secondaire de la turbomachine. Le carter 22 en matériau métallique constitue la structure de support pour des secteurs angulaires d'anneau de turbine en matériau composite à matrice céramique (CMC) juxtaposés sur 360°, de sorte à former un anneau de turbine sectorisé (cylindrique discontinu avec des jeux inter-secteurs) entourant les ensembles d’aubes rotatives de la turbomachine. Comme l’illustre la FIG. 2 , chaque secteur angulaire d’anneau de turbine 28 a une section sensiblement en forme de la lettre grecque π (pi) inversée avec une base annulaire dont la face radialement interne 30A revêtue d'une couche de matériau abradable délimite la veine aérodynamique d’air chaud dans la turbine à gaz et une face radialement externe 30B à partir de laquelle s'étendent radialement vers l’extérieur une patte d’accrochage amont 32 et une patte d’accrochage aval 34. Ces deux pattes d’accrochage qui s’étendent dans le sens circonférentiel sur toute la largeur du secteur angulaire d’anneau 28 sont espacées axialement l’une de l’autre et présentent chacune au moins une oreille 32A, 34A percée d’un orifice axial destiné à recevoir un pion de fixation axial 36A, 36B. Les pions amont et aval, avantageusement au nombre de quatre (deux par patte) par secteur d’anneau, assurent la liaison radiale au carter 22 respectivement via une extrémité libre d’un flasque de rétention amont 38 et via des extrémités libres d’une pluralité de secteurs d’entretoise 40. Les secteurs d’entretoise, avantageusement en alliage métallique, présentent chacun une forme sensiblement en V inversé, avec une première partie 40A (formant le premier bras du V) radiale parallèle au flasque de rétention amont et une seconde partie 40B (formant le second bras du V) s’étendant sensiblement longitudinalement depuis cette première partie jusqu’au flasque de rétention amont, les secteurs d’entretoise étant fixés à ce flasque de rétention amont par des vis axiales d’assemblage 42 disposées de façon circonférentielle (typiquement deux vis par secteur d’entretoise). L’effort de serrage des vis d’assemblage est repris majoritairement par les secteurs d’entretoise permettant ainsi de ne pas charger les secteurs d’anneau en compression. Une seconde extrémité du flasque de rétention amont 38, opposée à son extrémité libre, est terminée par un crochet 38A s’étendant vers l’aval et destiné à venir en prise avec une bride radiale annulaire amont 22A du carter de turbine 22 et des secondes extrémités des secteurs d’entretoise 40, opposées à leurs extrémités libres (et formant la jonction entre les deux bras du V) sont terminées par un crochet 40C s’étendant également vers l’aval et destiné à venir en prise avec une bride radiale annulaire aval 22B du carter de turbine. Le carter de turbine 22 constituant une structure de support d’anneau est en effet formé d’une virole centrale 22C qui s’étend autour de l’anneau de turbine et de laquelle s’étendent radialement, vers la veine aérodynamique d’écoulement du flux gazeux d’air chaud, la bride radiale annulaire amont 22A et la bride radiale annulaire aval 22B. Le flasque de rétention amont 38 est solidarisé au carter de turbine 22 par une tôle de maintien 44 s’appuyant radialement sur le flasque de rétention amont et fixée au carter par un ensemble de vis de maintien 46. Afin de permettre une dilation axiale des secteurs d’anneau en CMC, un ensemble de joints flexibles de type joint oméga 48 est monté dans la première partie 40A des secteurs d’entretoise en appui contre la patte d’accrochage aval 34 de ces secteurs d’anneau. De façon connue, l’étanchéité entre secteurs angulaires d’anneau est assurée par des languettes inter-secteurs (non représentées) logées dans des rainures des secteurs angulaires d’anneau qui présentent deux-à-deux des rainures agencées en regard de façon circonférentielle. Une fois les secteurs d’anneau juxtaposés (flasque de rétention amont et secteurs d’entretoise en place), la face externe 30B de la base annulaire et les pattes d'accrochage radiales 32, 34 de l'anneau de turbine forment avec le flasque de rétention amont 38 et les secteurs d’entretoise 40, une cavité annulaire hors-veine 50, autrement dit une cavité pressurisée externe à la veine aérodynamique d’air chaud, dans laquelle est monté un dispositif de refroidissement sectorisé 52 amenant de l’air de refroidissement depuis l’amont, via un ou plusieurs canaux de ventilation 52A et une chambre de tranquillisation 52B du dispositif, jusqu’à un diffuseur d’air sectorisé 54 (comportant un ensemble de trous agencés de façon matricielle) permettant d’assurer un refroidissement par impact de la base annulaire de l’anneau grâce à la différence de pression existant entre la cavité hors-veine 50 et la veine aérodynamique d’air chaud. Ce différentiel de pression permet en outre de maintenir l’anneau 28 appuyé sur le flasque de rétention amont 38 et les parties radiales des secteurs d’entretoise 40A. Le ou les canaux de ventilation 52A qui traversent aussi le flasque de rétention amont 38 sont protégés par un filtre à poussières 56 monté à leur entrée sur ce flasque de rétention amont. Le ou les canaux de ventilation 52A présentent chacun une ouverture évasée débouchant dans la chambre de tranquillisation 52B permettant une meilleure efficacité de refroidissement. Pour maitriser le jeu entre le sommet de l’aube mobile haute pression de la turbine et l’anneau de turbine pendant le cycle du vol de l’avion, des ressorts radiaux sont prévus pour rattraper l’écart de montage entre les pions amont 36A et aval 36B et les orifices les recevant dans les pattes d’accrochage respectivement amont 32A et aval 34A des secteurs d’anneau. Selon l’invention, et comme le montre plus précisément les figures 3 et 4, pour chaque secteur d’anneau 28, au moins une douille 60 en un alliage métallique résistant aux hautes températures, ayant la forme d’un cylindre étagé à deux étages (un premier ou étage inférieur 60A et un second étage ou étage supérieur 60B) a sa face inférieure 601 du cylindre inférieur 60A en appui sur la face radialement externe 30B de la base annulaire de l’anneau de turbine. De préférence, deux douilles 60 sont utilisées pour chaque secteur d’anneau 28. La ou les douilles sont logées à l’intérieur du dispositif de refroidissement 52 dans deux cavités 62 présentes aux extrémités circonférentielles du diffuseur d’air, de manière à ne pas interférer avec le plan de perçages de la tôle d’impact ni avec les jets d’impact, et avoir ainsi un refroidissement uniforme de l’anneau de turbine. La ou les douilles sont liées au reste de la structure fixe de la turbine moyennant les ressorts hélicoïdaux 58 comprimés entre la face supérieure 602 du cylindre inférieur 60A et la face supérieure 620 de la cavité 62, cette dernière possédant un usinage permettant à chaque douille 60 d’y coulisser librement. Le second cylindre 60B de chaque douille sensiblement au diamètre du ressort hélicoïdal 58 et formant plot de centrage permet de le recevoir et donc de guider son allongement. Le premier cylindre ou cylindre inférieur 60A de chaque douille qui en constitue l’embase est fendu sur quasiment toute sa hauteur d’un canal parallélépipédique 603 qui définit pour la partie restante de l’embase deux ailes 604 dont les faces internes rectilignes sont parallèles aux brides annulaires 32, 34 afin que ce canal élargi entre les deux ailes puisse laisser circuler l’air de refroidissement par impact (illustré par la flèche sur la FIG. 4 ). Cette embase définit l’entrefer avec l’anneau de turbine pour garantir un jet d’impact maîtrisé. Le premier cylindre 60A possède en outre un méplat 605 permettant son guidage en translation en bloquant la douille en rotation, relativement au dispositif de refroidissement 52, et chacune des ailes 604 possède un chanfrein 606 au niveau de la face interne 601 en contact avec la face radialement externe 30B de la base annulaire, pour minimiser l’échange thermique avec l’anneau de turbine. Chaque douille 60 possède également un perçage central 607 permettant de faire du refroidissement par impact sur la surface de l’anneau en face avec la douille. Il est aussi avantageux de prévoir un perçage au fond de la cavité 62 pour refroidir les ressorts avec l’air de refroidissement. En fonctionnement, quand les pièces se dilatent, cette dilatation est compensée par la déformation des ressorts, permettant de maintenir les pièces en position, sans les sur-contraindre. On notera enfin cette dernière caractéristique participant à l’amélioration du refroidissement et relative au diffuseur d’air 54 sous forme de plaque de diffusion de l’air solidarisée à la face radialement interne de la chambre de tranquillisation 52B qui présente un plan incliné 54A pour réaliser un jet d’impact sur la patte d’accrochage aval 34 axialement en contact avec le joint oméga 48 de sorte à limiter la température dans cette zone sensible. Ainsi, l’invention permet de répondre à plusieurs problématiques : - Maintenir l’anneau appuyé sur les pions sans sur-contrainte thermomécanique : Cette problématique a été résolue avec l’utilisation du ressort dont la déformation va compenser les dilatations différentielles. - Protéger le ressort des températures élevées : En effet, si le ressort était directement en contact avec l’anneau, il perdrait rapidement son élasticité, d’autant plus que cette température pourrait dépasser l’admissible matériau. Le contact avec le pad est plus froid de quelques centaines de degrés que l’anneau. - Assurer un refroidissement de l’anneau : Le perçage dans le pad permet de refroidir par impact. Ensemble d'anneau de turbine à gaz, comprenant autour d’un axe de rotation longitudinal (X), un anneau de turbine (28) comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique disposés bout à bout de façon circonférentielle autour de l’axe de rotation (X), un carter (22) en alliage métallique formant structure de support d'anneau, et un dispositif de refroidissement sectorisé (52) comprenant une chambre de tranquillisation (52B) délimitée par un diffuseur d’air sectorisé (54) présentant des trous agencés de façon matricielle pour diffuser par impact des jets d’air de refroidissement sur une surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine (28) dont il est séparé par une distance de diffusion, ensemble caractérisé en ce qu’il comporte en outre au moins une douille (60), de préférence deux douilles (60) en alliage métallique logées dans deux cavités dédiées (62) présentes aux extrémités circonférentielles du diffuseur d’air (54), chaque douille (60) ayant la forme d’un cylindre étagé à deux étages avec une embase formant l’étage inférieur (60A) dont une face inférieure (601) vient en appui sur la surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine (28) et un plot surmontant l’embase pour former l’étage supérieur (60B) destiné à recevoir un ressort (58) configuré pour être comprimé entre l’embase (60A) et la cavité (62). Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel, l’embase (60A) de chaque douille (60) définit la distance de diffusion entre le diffuseur d’air (54) et la surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine (28). Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 2, dans lequel l’embase (60A) de chaque douille (60) est fendue sur quasiment toute sa hauteur, de sorte à définir deux ailes (604) dont les faces internes parallèles définissent un canal élargi (603) permettant un écoulement circonférentiel du jet d’impact. Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 3, dans lequel chacune des ailes (604) possède une face radialement interne (601) qui présente un chanfrein (606), la face radialement interne (601) de chacune des ailes (604) étant en contact avec la surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine (28). Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l’embase (60A) de chaque douille (60) présente un méplat (605) pour éviter sa rotation et permettre son guidage en translation. Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel chaque douille (60) comporte un perçage central (607) permettant d’assurer un refroidissement par impact sur la surface radialement externe (30B) de l’anneau de turbine (28). Ensemble d'anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel le carter (22) comporte une virole centrale (22C) qui s’étend autour de l’anneau de turbine (28) et de laquelle s’étendent radialement vers l’intérieur des brides annulaires amont et aval (22A, 22B), la bride annulaire amont (22A) recevant un flasque de rétention amont (38) et la bride annulaire aval (22B) une entretoise en alliage métallique comprenant une pluralité de secteurs d’entretoise (40) disposés bout à bout de façon circonférentielle autour de l’axe de rotation (X), chaque secteur d’anneau de l’anneau de turbine (28) comprenant des pattes d’accrochage amont (32A) et aval (34A) s’étendant radialement vers l’intérieur depuis une base annulaire (30) de l’anneau de turbine (28), la patte d’accrochage amont (32A) étant fixée au flasque de rétention amont par des pions amont de fixation axiaux (36A) et la patte d’accrochage aval (34A) au secteur d’entretoise (40) par des pions aval de fixation axiaux (36B), un joint oméga (48) étant monté dans les secteurs d’entretoise (40) en appui contre la patte d’accrochage aval (34A). Ensemble d'anneau de turbine selon la revendication 7, dans lequel le diffuseur d’air (54) présente un plan incliné (54A) pour réaliser un jet d’impact sur la patte d’accrochage aval (34A) en contact avec le joint oméga (48). Ensemble d’anneau selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel le dispositif de refroidissement sectorisé (52) comprend un ou plusieurs canaux de ventilation (52A) comportant une ouverture évasée débouchant dans la chambre de tranquillisation (52B). Turbomachine aéronautique comportant un ensemble d’anneau de turbine selon l’une quelconque des revendications 1 à 9.