Brevet FR3154751A1 — publié le 20250502

Ensemble d’anneau de turbine avec bride radiale améliorée L’invention concerne un ensemble (2) d’anneau de turbine doté d’un anneau de turbine (4) sectorisé en CMC et d’une structure de support d’anneau (6), chaque secteur (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte d’accrochage amont (16) et une patte d’accrochage aval (14) espacées axialement, la structure de support (6) comportant une bride radiale amont (62) et une bride radiale aval (64) entre lesquelles sont maintenues les pattes d’accrochage (14, 16). En regard de chaque jonction inter-secteur (100) entre deux secteurs d’anneau (10) adjacents dans la direction circonférentielle (D C ), la bride radiale aval (64) comprend une portion d’ajustement (70) usinée dans l’épaisseur de la bride radiale aval (64), depuis une face amont (642) de la bride radiale aval (64), et s’étendant radialement depuis l’extrémité radiale intérieure (643) de la bride radiale aval (64), l’épaisseur de la bride radial aval (64) étant mesurée selon la direction axiale (D A ), et la portion d’ajustement (70) de la bride radiale aval (64) étant axialement distante de la jonction inter-secteur (100) en regard de laquelle elle est disposée. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Ensemble d’anneau de turbine avec bride radiale améliorée L’invention concerne un ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine dans lequel l’ensemble comprend une pluralité de secteurs angulaires d’anneau en matériau composite à matrice céramique mis circonférentiellement bout à bout pour former un anneau de turbine. Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des moteurs aéronautiques à turbine à gaz. L'invention est toutefois applicable à d'autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles. 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 primaire du moteur. En outre, l’utilisation d’un matériau métallique pour l’anneau de turbine limite les possibilités d’augmenter la température au niveau de la turbine en raison des limites mécaniques propres à ce type de matériau, ce qui permettrait pourtant d’améliorer les performances des moteurs aéronautiques. Afin de tenter de résoudre ces problèmes, il a été envisagé de réaliser l’anneau de turbine avec un matériau composite à matrice céramique (CMC) afin de s’affranchir de la mise en œuvre d’un matériau métallique. 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 nécessaire 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. On connait par ailleurs les documents FR 2 540 939, et FR 2 955 898 qui divulguent des ensembles d’anneau de turbine. L'anneau comporte une base annulaire dont la face interne définit la face interne de l'anneau de turbine et une face externe à partir de laquelle s'étendent radialement deux pattes dont les extrémités sont maintenues entre les deux brides d'une structure métallique de support d'anneau. L’intégration d’un anneau en CMC comprend un maintien radial de la pièce en partie assuré par un ou plusieurs pions axiaux. Dans le document connu FR 3 086 327, il y a pour le maintien quatre pions, deux en amont et deux en aval. L’utilisation d’un matériau CMC pour l’anneau permet ainsi de réduire significativement la ventilation nécessaire au refroidissement de l’anneau de turbine, et donc d’augmenter le rendement. Ils permettent également un gain en masse car ils sont plus légers que les alliages métalliques traditionnellement utilisés. Toutefois, le CMC ayant un comportement mécanique différent d’un matériau métallique, son intégration ainsi que la manière de le positionner au sein de la turbine ont dû être repensés. En effet, le CMC Peut être endommagé par les montages frettés (usuellement employés pour les anneaux métalliques) et sa dilation thermique est plus faible qu’un matériau métallique. Il existe un besoin pour améliorer les ensembles d’anneau de turbine existants et leur montage, et notamment les ensembles d’anneau de turbine existants mettant en œuvre un matériau CMC afin de réduire l’intensité des contraintes mécaniques auxquelles l’anneau en CMC est soumis lors du fonctionnement de la turbine. Les anneaux de turbine en CMC sont généralement divisés en plusieurs secteurs d’anneau. Ce choix d’intégration est dû au fait qu’un anneau monobloc viendrait se déformer sous l’effet des hautes températures pour cette pièce de turbine haute pression. Il en résulterait un jeu en sommet d’aubage mobile (dans la veine en vis-à-vis) localement trop important et ainsi une performance fortement dégradée via une perte de rendement turbine. La conséquence de cette sectorisation de l’anneau de turbine est la création de jeux aux inter-secteurs (entre 0.1mm et 1mm). Pour limiter les fuites dans ces zones, on intègre généralement entre les secteurs d’anneau des lamelles (aussi appelées tôles) d’étanchéité. Dans l’état de l’art, le contact à l’aval selon la direction axiale se fait par une bride radiale annulaire (une pièce à 360°) d’un support d’anneau couplé au carter de turbine. Pour des raisons d’étanchéité, cette bride radiale annulaire doit rester intègre sur toute sa circonférence en raison des pièces en interface. Elle ne peut donc pas être sectorisé, ou semi-sectorisée. Une sectorisation entrainerait une ouverture de fuites à l’aval selon la direction axiale au niveau des jonctions inter-secteurs. Ces fuites viendraient dépressuriser la cavité de l’anneau et ainsi induire de potentielles réintroductions d’air de veine. La tendance actuelle en aviation va vers une augmentation de la température des gaz en sortie de la chambre de combustion, conduisant à une élévation de température des composants des turbines. Le besoin de refroidir ces pièces est donc de plus en plus important. L’air qui permet ce refroidissement est prélevé en sortie du compresseur haute pression. C’est donc de l’air qui va contourner la chambre de combustion sans participer à la combustion, conduisant ainsi à diminuer le rendement global de la turbomachine. Dans l’état actuel des conceptions, des anneaux en CMC en forme de pi inversé sont utilisés. Ces anneaux en pi inversé présentent une variabilité de dimension selon la direction axiale, autrement dit une variabilité de leur largeur axiale. Cette variabilité de fabrication entraine un cas dimensionnant dit « anneau court / anneau long », consistant en un anneau au maximum de la dimension à côté d’un anneau au minimum de cette dimension, ceci pouvant amener des sollicitations notamment aux jonctions inter-secteurs en raison du serrage de l’anneau par les pièces métalliques adjacentes. En effet, la bride radiale avale annulaire non sectorisée possède une raideur ne lui permettant pas de se conformer à des variations dimensionnelles. La présente invention a donc pour but principal de proposer un ensemble d’anneau de turbine qui ne présente pas les inconvénients précités et permettant de réduire la sollicitation des anneaux au niveau des jonctions inter-secteurs sans pour autant dégrader la pressurisation de la cavité anneau. Ce but est atteint grâce à un ensemble d’anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d’anneau en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine, définissant une direction axiale, une direction radiale et une direction circonférentielle, ainsi qu’une pluralité de jonctions inter-secteurs selon la direction circonférentielle, l’ensemble d’anneau de turbine comprenant en outre une structure de support d’anneau, chaque secteur d’anneau comprenant une base à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte d’accrochage amont et une patte d’accrochage aval espacées axialement l’une de l’autre, et la structure de support d’anneau comportant une bride radiale amont et une bride radiale aval entre lesquelles sont maintenues la patte d’accrochage amont et la patte d’accrochage aval de chaque secteur d’anneau. Autrement dit, les secteurs d’anneau sont agencés selon la direction circonférentielle en étant disposés bout à bout. Cette disposition définit ainsi des jonctions inter-secteurs, chaque jonction inter-secteur correspondant à l’intervalle entre deux secteurs d’anneau adjacents selon la direction circonférentielle. L’ensemble d’anneau de turbine selon l’invention est remarquable notamment en ce que, en regard de chaque jonction inter-secteur entre deux secteurs d’anneau adjacents dans la direction circonférentielle, la bride radiale aval comprend une portion d’ajustement usinée en creux dans l’épaisseur de la bride radiale aval, depuis une face amont de la bride radiale aval, et s’étendant radialement depuis l’extrémité radiale intérieure de la bride radiale aval, l’épaisseur de la bride radial aval étant mesurée selon la direction axiale, et la portion d’ajustement de la bride radiale aval étant axialement distante de la jonction inter-secteur en regard de laquelle elle est disposée. L’usinage de la bride radiale aval pour réduire son épaisseur axiale au niveau de chacune des jonctions inter-secteurs pour former une portion d’ajustement permet à la bride radiale aval du support d’anneau de mieux se conformer en fonction des contraintes, notamment thermiques, lors du fonctionnement de la turbomachine dans laquelle l’ensemble d’anneau est monté, et ainsi de limiter le cisaillement observé au niveau des jonctions inter-secteurs de l’anneau de turbine en CMC, en redirigeant notamment le flux d’effort vers une zone moins sensible de l’anneau de turbine. La réduction d’épaisseur de la bride radiale aval forme un détalonnage, c’est-à-dire un raccourcissement de l’épaisseur axiale. Ce détalonnage permet aux portions d’ajustement de la bride radiale aval de ne plus être en contact direct avec l’anneau de turbine. Selon un premier aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, chaque portion d’ajustement de la bride radiale aval peut comprendre un logement creusé dans l’épaisseur de la bride radiale aval. De préférence, le logement possède une forme globale rectangulaire, les coins du rectangle étant arrondis ou non. Selon un deuxième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, chaque portion d’ajustement de la bride radiale aval peut comprendre en outre une tôle repliée insérée dans ledit logement pour maintenir une étanchéité entre la bride radiale aval et l’anneau de turbine. Les tôles repliées insérée dans les logements permettent de fermer l’espace selon la direction axiale entre la portion d’ajustement de la bride radiale aval et l’anneau, et ainsi de former un joint d’étanchéité pour empêcher des fuites selon la direction radiale entre le secteur de veine et le secteur hors veine. Les tôles repliées permettent d’éviter toute dépressurisation de la cavité de l’anneau et ainsi d’éviter les réintroductions d’air de veine. Selon un troisième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le logement peut comporter un épaulement radialement interne, un épaulement radialement externe, une paroi s’étendant entre l’épaulement radialement externe et l’épaulement radialement interne et fermant le logement en amont selon la direction axiale, le logement débouchant axialement en aval, autrement dit étant ouvert axialement en aval, et la tôle repliée peut comprendre une portion radialement externe en appui contre l’épaulement radialement externe du logement, une portion radialement interne en appui contre l’épaulement radialement interne du logement, et une portion centrale s’étendant entre la portion radialement externe et la portion radialement interne et disposé en appui contre ladite paroi du logement, la portion radialement interne étant axialement plus longue que l’épaulement radialement interne et s’étendant axialement entre l’épaulement radialement interne du logement et l’anneau de turbine. Plus particulièrement, la tôle repliée peut comprendre une languette radialement externe en appui contre l’épaulement radialement externe du logement, une languette radialement interne dont au moins une partie est en appui contre l’épaulement radialement interne du logement, et une portion centrale s’étendant entre la languette radialement externe et la languette radialement interne et disposé en appui contre ladite paroi du logement, la languette radialement interne étant axialement plus longue que l’épaulement radialement interne et comportant une portion s’étendant axialement entre l’épaulement radialement interne du logement et l’anneau de turbine. La conformation du logement et celle de la tôle repliée permettent de garantir un maintien radial et axial de la tôle repliée dans son logement. Selon un quatrième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, le logement peut comprendre un premier épaulement circonférentiel et un second épaulement circonférentiel en regard du premier épaulement circonférentiel dans la direction circonférentielle, la tôle repliée étant logée, selon la direction circonférentielle entre le premier épaulement circonférentiel et le second épaulement circonférentiel, ce qui permet d’assurer le maintien de la tôle repliée selon la direction circonférentielle (maintien tangentiel). Selon un cinquième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, chaque portion d’ajustement de la bride radiale aval peut comprendre en outre une fente radiale ouverte sur une extrémité radiale intérieure de la bride radiale aval et s’étendant sur une portion radiale de la bride radiale aval, la fente radiale étant disposée en regard d’une jonction inter-secteur. La fente radiale ouverte sur une extrémité radiale intérieure de la bride radiale aval prévue dans chaque logement permet de réaliser une semi-sectorisation de la bride radiale aval et ainsi de lui permettre de mieux se conformer selon les contraintes et ainsi de limiter d’autant plus le cisaillement. Selon un sixième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, pour chaque portion d’ajustement, la tôle repliée insérée dans ledit logement recouvre de préférence ladite fente radiale pour maximiser l’étanchéité. Selon un septième aspect de l’ensemble d’anneau de turbine, chaque secteur d’anneau peut comprendre, à chacune de ses extrémités circonférentielles au moins une rainure s’étendant axialement et/ou radialement et au moins un plaquette d’étanchéité inter-secteur insérée dans une rainure, la plaquette d’étanchéité inter-secteur ayant une largeur selon la direction circonférentielle plus grande que la profondeur de la rainure mesurée selon la direction circonférentielle. L’invention a également pour objet une turbine comprenant un carter et un ensemble d’anneau tel que défini ci-dessus. L’invention a également pour objet une turbomachine comprenant une turbine telle que définie précédemment. L’invention peut être appliquée à tout étage de turbine comprenant un anneau en matériau composite à matrice céramique. FIG. 1 La FIG. 1 est une vue schématique en coupe selon un plan comprenant la direction axiale et la direction radiale d’un ensemble d’anneau de turbine selon l’invention. FIG. 2 La FIG. 2 représente une vue en perspective éclatée d’une portion du support d’anneau de l’ensemble d’anneau de turbine de la FIG. 1 . FIG. 3 La FIG. 3 représente une vue en perspective assemblée d’une portion du support d’anneau de l’ensemble d’anneau de turbine de la FIG. 1 . FIG. 4 La FIG. 4 représente une vue schématique d’un aéronef. FIG. 5 La FIG. 5 représente schématiquement une vue en coupe d’une moitié supérieure d’une turbomachine de l’aéronef selon l’invention. La FIG. 1 représente schématiquement un ensemble 2 d’anneau de turbine selon un premier mode de réalisation de l’invention. La FIG. 1 est une vue en coupe selon un plan comprenant la direction radiale D R et la direction axiale D A et orthogonal à la direction circonférentielle D C . L’ensemble 2 d’anneau de turbine représenté sur les figures 1 et 2 comprend notamment un anneau de turbine 4 en matériau composite à matrice céramique (CMC) centré sur un axe longitudinal X-X, une structure métallique de support d'anneau 6 fixée à un carter de turbine non représentée pour plus de lisibilité. L'anneau de turbine 4 entoure un ensemble d’aubes de turbine non représenté. La direction circonférentielle D C étant une direction circulaire centrée sur l’axe longitudinal X-X. Par la suite, dans tout le texte, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence au sens d’écoulement du flux gazeux F au travers des aubes indiqué par une flèche. Par ailleurs, l'anneau de turbine 4 est formé d'une pluralité de secteurs angulaires d'anneau 10 qui sont mis bout à bout selon la direction circonférentielle pour former un anneau. Sur la FIG. 1 , la flèche D A indique la direction axiale de l’anneau de turbine tandis que la flèche D R indique la direction radiale de l’anneau de turbine. Chaque secteur angulaire d’anneau 10 présente une section sensiblement en forme de Pi (ou π) inversé avec une base 12 munie d’une face interne 12a qui définit une portion angulaire de la face interne de l’anneau de turbine 4 et qui est typiquement munie d’une couche de revêtement abradable 13 faisant également office de barrière thermique et environnementale. Deux pattes d’accrochage espacées axialement, une patte d’accrochage aval 14 et une patte d’accrochage amont 16, s’étendent radialement à partir de la face externe 12b de la base 12 opposée à la face interne 12a. Ces pattes d’accrochage 14 et 16 s’étendent sur toute la largeur de chaque secteur d’anneau 10 (dans le sens circonférentiel). La structure de support d’anneau 6 comprend une virole 60 s’étendant autour de l’axe X-X, ainsi qu’une bride radiale amont 62 et une bride radiale aval 64 s’étendant radialement vers l’intérieur depuis la virole 60. La bride radiale aval 64 comprend une portion d’attache 640 en saillie radiale de la virole 60, et la bride radiale amont 62 comprend une portion d’attache 620 en saillie radiale de la virole 60, ainsi qu’un flasque amont 20 fixé à la portion d’attache 620 en saillie radiale de la bride radiale amont 62 à l’aide de boulons et d’écrous non représentés. Les boulons traversent axialement le premier flasque amont 20 et la portion d’attache 620 de la bride radiale amont 62. La bride radiale amont 62 et la bride radiale aval 64 forment ainsi deux brides d’accrochage de l’anneau 4, la patte d’accrochage aval 14 et la patte d’accrochage amont 16 des secteurs d’anneau 10 étant disposées axialement entre la bride radiale amont 62 et la bride radiale aval 64. L’ensemble 2 d’anneau de turbine comprend en outre des pions amont 40 et des pions aval non représentés pour simplifier la lecture des figures. Les pions amont 40 traversent le flasque amont 20 de la bride radiale amont 62 ainsi que la patte amont 16 d’un secteur d’anneau 10. Les pions aval traversent au moins partiellement la bride radiale aval 64, et plus particulièrement la portion d’attache 640 en saillie radiale, ainsi que la patte aval d’accrochage 14. Comme cela est illustré sur la FIG. 1 , l’ensemble d’anneau 2 comprend en outre à chaque jonction inter-secteur 100 entre deux secteurs d’anneau 10 adjacents selon la direction circonférentielle D C , au moins un joint d’étanchéité non représenté coopérant avec des gorges 120. Le joint d’étanchéité est disposé entre les bases 12 des deux secteurs d’anneau 10 adjacents, et s’étend principalement selon la direction axiale D A , c’est-à-dire que la base de la forme cylindrique s’étend dans un plan orthogonal à la direction axiale D A et les génératrices de la forme cylindrique s’étendent parallèlement à la direction axiale D A . En regard de chaque jonction inter-secteur 100 entre deux secteurs d’anneau 10 adjacents dans la direction circonférentielle, la bride radiale aval 64 comprend en outre une portion d’ajustement 70 usinée dans l’épaisseur de la bride radiale aval 64, l’épaisseur de la bride radial aval 64 étant mesurée selon la direction axiale D A . La portion d’ajustement 70 comprend un logement 71 usiné dans l’épaisseur de la bride radiale aval 64 depuis une face amont 642 de la bride radiale aval 64, et une tôle d’étanchéité 72 repliée qui est insérée dans le logement 71 pour maintenir une étanchéité radiale entre la bride radiale aval 64 et l’anneau de turbine 4. Sur les figures 2 et 3 sont représentées respectivement une vue en perspective éclatée et une vue assemblée en perspective d’une portion du support d’anneau de l’ensemble d’anneau de turbine de la FIG. 1 . Comme cela est illustré sur les figures 1 à 3, la bride radiale aval 64 comprend, selon la direction radiale D R, une extrémité radialement intérieure 643 et une extrémité radialement extérieure 644. L’extrémité radialement extérieure 623 est libre tandis que l’extrémité radialement extérieure est solidaire de la virole 60 centrale du support d’anneau 6. La portion d’ajustement 70 s’étend selon la direction radiale D R depuis l’extrémité radiale intérieure 643 de la bride radiale aval 64, et sur une partie de la portion d’attache 640 de la bride radiale aval 64. Le logement 71 est formé par usinage d’une portion de la bride radiale aval 64. Pour chaque logement 71, la face amont 642 de la bride radiale aval 64 est usinée pour former un épaulement radialement interne 711, un épaulement radialement externe 712 en regard de l’épaulement radialement interne 711 selon la direction radiale D R , un premier épaulement circonférentiel 713 et un second épaulement circonférentiel 714 en regard du premier épaulement circonférentiel 713 selon la direction circonférentielle D C . Le logement 71 est usiné en creux seulement sur une partie de l’épaisseur axiale de la bride radiale aval 64. Il comprend ainsi un fond 710, formé par une paroi s’étendant selon la direction radiale D R entre l’épaulement radialement interne 711 et l’épaulement radialement externe 712, et s’étendant selon la direction circonférentielle D C entre le premier épaulement circonférentiel 713 et le second épaulement circonférentiel 714. Le logement 71 est usiné en creux pour que, selon la direction axiale D A , l’épaulement radialement interne 711 soit en retrait par rapport à la surface amont 642 de la bride radial aval 64. Autrement dit, l’épaulement radialement interne 713 possède des dimensions axiales lui permettant de démarrer axialement en aval de la face amont 642 de la bride radiale aval 64. Ainsi, selon la direction axiale D A , l’épaulement radialement interne 713 est axialement distant de la jonction inter-secteur 100 en regard de laquelle il est disposé. Comme cela est illustré sur les figures 1 et 2, la tôle d’étanchéité 72 possède une section en forme de C selon un plan de coupe parallèle à la direction axiale D A et à la direction radiale D R , autrement dit dans un plan de coupe orthogonal à la direction circonférentielle D C . Comme cela est illustré sur la FIG. 2 , la tôle d’étanchéité 72 comprend ainsi une languette radialement externe 721 située à une extrémité radialement externe de la tôle d’étanchéité 72, une languette radialement interne 722 située à une extrémité radialement externe de la tôle d’étanchéité 72, et un panneau central 723 s’étendant entre la languette radialement externe 721 et la languette radialement interne 723. La languette radialement interne 722 comprend une première portion 724 s’étendant parallèlement à la languette radialement externe 721 et avec une longueur axiale correspondant la longueur axiale de l’épaulement radialement intérieur 711, et une seconde portion 725 s’étendant dans la direction axiale D A entre la première portion 724 et l’anneau de turbine 4. Comme cela est illustré sur les figures 1 et 3, la languette radialement externe 721 est en appui contre l’épaulement radialement externe 712 du logement, la première portion 724 de la languette radialement interne 722 est en appui contre l’épaulement radialement interne 711 du logement, et la portion centrale 723 est disposé en appui contre le fond 710 du logement 71. La tôle d’étanchéité 72 possède des dimensions dans la direction circonférentielle D C ajustée au fond 710 et permettant ainsi d’être maintenu selon la direction circonférentielle D C entre le premier épaulement circonférentiel 713 et le second épaulement circonférentiel 714. Chaque portion d’ajustement 70 de la bride radiale aval 64 comprend en outre une fente radiale 75 ouverte sur l’extrémité radiale intérieure 643 de la bride radiale aval 64 et s’étendant sur une portion radiale de la bride radiale aval 64, la fente radiale 75 étant disposée en regard d’une jonction inter-secteur 100. La fente radiale ouverte 75 prévue dans chaque logement 71 permet de réaliser une semi-sectorisation de la bride radiale aval 64 et ainsi de lui permettre de mieux se conformer selon les contraintes et ainsi de limiter d’autant plus le cisaillement. La tôle d’étanchéité 72 est disposée dans le logement pour recouvrir la fente radiale 75 pour maximiser l’étanchéité. Sur la FIG. 4 est représenté une vue schématique d’un aéronef 1 comprenant un nez 2, une queue 3, un axe principal Y s’étendant entre le nez 2 et la queue 3 de l’aéronef 1, deux ailes 4 s’étendant chacune d’un côté de l’axe principal Y, et deux turbomachines 5 disposées symétriquement par rapport à l’axe principal Y, chaque turbomachine 5 étant montée sur une aile 4 distincte. Sur la FIG. 5 , est représenté schématiquement une vue en coupe d’une moitié supérieure d’une turbomachine 5 de l’aéronef 1. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 4 , chaque turbomachine 5 de l’aéronef 1 est une turbomachine à double corps et à double flux. La turbomachine 5 comprend, d’amont en aval selon un axe X (parallèle à l’axe principal Y) de la turbomachine 1 dans le sens d’écoulement des gaz, une entrée d’air 50, une soufflante 51, un compresseur basse pression (ou BP) 52, un compresseur haute pression (ou HP) 53, une chambre de combustion 54, une turbine haute pression 55, et une turbine basse pression 56. La turbomachine 5 comprend en outre une veine primaire 57 et une veine secondaire 58 séparées par un carter intermédiaire 59. La veine primaire 57 s’étend en aval de la soufflante 51 et est délimitée radialement par le carter intermédiaire 59. La veine primaire 57 comprend le compresseur basse pression 52, le compresseur haute pression 53, la chambre de combustion 54 et les turbines haute et basse pression 55 et 56. La veine secondaire 58 s’étend autour de la veine primaire 57, également en aval de la soufflante 51. La veine secondaire 58 s’étend radialement entre le carter intermédiaire 59 et un carter externe 500 s’étendant autour du carter intermédiaire 59. Au moins l’une des turbines haute pression 55 ou basse pression comprend un ensemble de turbine 2 des figures 1 à 3.La présente invention propose ainsi un ensemble d’anneau de turbine permettant de réduire la sollicitation des anneaux au niveau des jonctions inter-secteurs sans pour autant dégrader la pressurisation de la cavité anneau. Ensemble (2) d’anneau de turbine comprenant une pluralité de secteurs d’anneau (10) en matériau composite à matrice céramique formant un anneau de turbine (4), définissant une direction axiale (D A ), une direction radiale (D R ), une direction circonférentielle (D C ), ainsi qu’une pluralité de jonctions inter-secteurs (100) selon la direction circonférentielle (D C ), l’ensemble (2) d’anneau de turbine comprenant en outre une structure de support d’anneau (6), chaque secteur d’anneau (10) comprenant une base (12) à partir de laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur une patte d’accrochage amont (16) et une patte d’accrochage aval (14) espacées axialement l’une de l’autre, et la structure de support d’anneau (6) comportant une bride radiale amont (62) et une bride radiale aval (64) entre lesquelles sont maintenues la patte d’accrochage amont (16) et la patte d’accrochage aval (14) de chaque secteur d’anneau (10), c aractérisé en ce que , en regard de chaque jonction inter-secteur (100) entre deux secteurs d’anneau (10) adjacents dans la direction circonférentielle (D C ), la bride radiale aval (64) comprend une portion d’ajustement (70) usinée en creux dans l’épaisseur de la bride radiale aval (64), depuis une face amont (642) de la bride radiale aval (64), et s’étendant radialement depuis l’extrémité radialement intérieure (643) de la bride radiale aval (64), l’épaisseur de la bride radial aval (64) étant mesurée selon la direction axiale (D A ), et la portion d’ajustement (70) de la bride radiale aval (64) étant axialement distante de la jonction inter-secteur en regard de laquelle elle est disposée. Ensemble (2) d’anneau de turbine selon la revendication 1, dans lequel chaque portion d’ajustement (70) de la bride radiale aval (64) comprend un logement (71) creusé dans l’épaisseur de la bride radiale aval (64). Ensemble (2) d’anneau de turbine selon la revendication 2, dans lequel le logement (71) possède une forme globale rectangulaire, les coins du rectangle étant arrondis ou non. Ensemble (2 d’anneau de turbine selon l’une des revendications 2 ou 3, chaque portion d’ajustement (70) de la bride radiale aval (64) comprend en outre une tôle repliée (72) insérée dans ledit logement (71) pour maintenir une étanchéité entre la bride radiale aval (64) et l’anneau de turbine (4). Ensemble (2) d’anneau de turbine selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel le logement (71) comporte un épaulement radialement interne (711), un épaulement radialement externe (712), une paroi (710) s’étendant entre l’épaulement radialement externe (712) et l’épaulement radialement interne (711) et fermant le logement (71) en amont selon la direction axiale (D A ), le logement (71) débouchant axialement en aval, et la tôle repliée (72) comprend une portion radialement externe (721) en appui contre l’épaulement radialement externe (712) du logement (71), une portion radialement interne (722) en appui contre l’épaulement radialement interne (711) du logement (71), et une portion centrale (723) s’étendant entre la portion radialement externe (721) et la portion radialement interne (722) et disposée en appui contre ladite paroi (710) du logement (71), la portion radialement interne (722) étant axialement plus longue que l’épaulement radialement interne (711) et s’étendant axialement entre l’épaulement radialement interne (711) du logement (71) et l’anneau de turbine (4). Ensemble (2) d’anneau de turbine selon l’une des revendications 2 à 5, dans lequel le logement (71) comprend un premier épaulement circonférentiel (713) et un second épaulement circonférentiel (714) en regard du premier épaulement circonférentiel (713) dans la direction circonférentielle (D C ), la tôle repliée (72) étant logée, selon la direction circonférentielle (D C ) entre le premier épaulement circonférentiel (713) et le second épaulement circonférentiel (714). Ensemble (2) d’anneau de turbine selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel chaque portion d’ajustement (70) de la bride radiale aval (64) comprend en outre une fente radiale (75) qui débouche sur l’extrémité radialement intérieure (643) de la bride radiale aval (64) et s’étendant sur une portion radiale de la bride radiale aval (64), la fente radiale (75) étant disposée en regard d’une jonction inter-secteur (100). Ensemble d’anneau de turbine selon la revendication 7 en combinaison avec l’une des revendications 2 à 6, dans lequel, pour chaque portion d’ajustement (70), la tôle repliée (72) insérée dans ledit logement (71) recouvre ladite fente radiale (75). Ensemble d’anneau de turbine selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel chaque secteur d’anneau (10) comprend, à chacune de ses extrémités circonférentielles au moins une rainure s’étendant axialement et/ou radialement et au moins un plaquette d’étanchéité inter-secteur insérée dans une rainure, la plaquette d’étanchéité inter-secteur ayant une largeur selon la direction circonférentielle (D C ) plus grande que la profondeur de la rainure mesurée selon la direction circonférentielle (D C ). Turbine comprenant un carter et un ensemble d’anneau de turbine selon l’une des revendications 1 à 9. Turbomachine comprenant une turbine selon la revendication 10.