CA2777370A1

CA2777370A1 - Turbine stage of a turbine engine

Info

Publication number: CA2777370A1
Application number: CA2777370A
Authority: CA
Inventors: Emmanuel Berche; Vincent Philippot
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-12-18
Filing date: 2010-12-14
Publication date: 2011-06-23
Also published as: RU2012130351A; FR2954400B1; WO2011073570A1; EP2513428A1; BR112012010257A2; CN102667066A; US20120237342A1; FR2954400A1

Abstract

Etage de turbine pour une turbomachine, comprenant une roue à aubes tournant à l'intérieur d'un anneau sectorisé (54) en matériau composite porté par un carter(14), chaque secteur d'anneau comprenant un rebord circonférentiel aval (52) maintenu en appui radial sur une patte annulaire (56) laquelle est engagée radialement dans une rainure annulaire (50) du rebord circonférentiel aval (52) de l'anneau (54) avec un jeu axial à froid défini pour s'annuler à chaud en fonctionnement et permettre un serrage axial étanche de la patte annulaire (56) du carter (14) dans la rainure annulaire (50) du secteur d'anneau.Turbine stage for a turbomachine, comprising a paddle wheel rotating inside a sectored ring (54) of composite material carried by a casing (14), each ring sector comprising a downstream circumferential rim (52) maintained in radial abutment on an annular tab (56) which is engaged radially in an annular groove (50) of the downstream circumferential rim (52) of the ring (54) with a cold axial clearance defined to cancel out when hot in operation and allowing a tight axial tightening of the annular tab (56) of the casing (14) in the annular groove (50) of the ring sector.

Description

ETAGE DE TURBINE DANS UNE TURBOMACHINE

La présente invention concerne un étage de turbine dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur.
Une turbomachine comprend essentiellement d'amont en aval un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur alimentant la chambre de combustion en air sous pression, et la turbine recevant les gaz chauds provenant de la chambre de combustion pour en extraire de l'énergie.
Classiquement, un étage de turbine basse pression comprend un redresseur formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes s'étendant radialement entre deux plates-formes annulaires interne et externe et une roue de rotor montée en aval du redresseur à l'intérieur d'un anneau sectorisé porté par un carter entourant l'étage de turbine.
Chaque secteur d'anneau porte sur une face interne une garniture d'étanchéité coopérant avec les périphéries externes des aubes de la roue de rotor et comprend sur une face externe des moyens d'accrochage sur le carter formés par des rebords circonférentiels amont et aval. Le rebord circonférentiel amont est engagé axialement dans une gorge annulaire portée par une patte annulaire amont du carter et le rebord circonférentiel aval est serré radialement sur une patte annulaire aval du carter par un organe de verrouillage à section en C engagé axialement depuis l'aval sur le rebord circonférentiel aval et la patte annulaire aval.
Une cavité annulaire est définie entre l'anneau et le carter et délimitée en amont et aval par les pattes annulaires du carter. La patte annulaire amont comprend des orifices alimentant cette cavité en air prélevé sur un étage de compression de la turbomachine.
L'introduction d'air de refroidissement dans une cavité au droit de l'anneau de turbine permet d'éviter une ouverture importante du jeu en sommet d'aubes, c'est-à-dire entre les extrémités radialement externes des aubes et la garniture d'étanchéité, pour minimiser le passage d'air sous TURBINE STAGE IN A TURBOMACHINE

The present invention relates to a turbine stage in a turbomachine such as a turbojet or a turboprop.
A turbomachine essentially comprises from upstream to downstream a compressor, a combustion chamber and a turbine, the compressor supplying the combustion chamber with pressurized air, and the turbine receiving the hot gases from the combustion chamber to extract energy.
Conventionally, a low pressure turbine stage comprises a rectifier formed of an annular row of vanes extending radially between two inner and outer ring platforms and one rotor wheel mounted downstream of the straightener inside a ring sectorized carried by a housing surrounding the turbine stage.
Each ring sector carries on one internal face a trim sealant cooperating with the outer peripheries of the blades of the wheel rotor and comprises on one external face means of attachment on the housing formed by upstream and downstream circumferential rims. The flange circumferential axis is engaged axially in an annular groove carried by an upstream annular lug of the housing and the circumferential rim downstream is clamped radially on an annular tab downstream of the housing by a C-section locking member axially engaged from downstream on the circumferential downstream flange and the downstream annular tab.
An annular cavity is defined between the ring and the housing and delimited upstream and downstream by the annular tabs of the housing. The paw upstream ring comprises orifices supplying this cavity with air taken from a compression stage of the turbomachine.
The introduction of cooling air into a cavity at the right of the turbine ring avoids a significant opening of the game in blade tip, that is to say between the radially outer ends of the vane and packing, to minimize the passage of air under

2 pression en dehors de la zone balayée par les aubes et éviter ainsi que les performances de la turbine ne soient pénalisées.
Il est connu de réaliser les secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique pour tirer parti de leurs bonnes propriétés mécaniques à des températures élevées tandis que le carter est généralement réalisé
dans un matériau métallique. L'anneau est donc plus rigide que le carter et possède un coefficient de dilatation thermique inférieur à celui du carter métallique, ce qui conduit à des différences de dilatation entre l'anneau et le carter.
Dans sa demande FR0951446, la demanderesse a proposé de bloquer axialement l'anneau sur la patte annulaire aval par engagement radial de formes complémentaires prévues sur l'anneau et sur la patte annulaire, un jonc annulaire étant monté dans une gorge annulaire d'une face de la patte annulaire en regard du rebord circonférentiel aval de l'anneau et compressé sur ce rebord.
Toutefois, en fonctionnement, chaque secteur d'anneau se dilate et se déforme en prenant une forme incurvée concave dans la direction circonférentielle, avec une concavité tournée vers l'extérieur (phénomène de décambrage). Ainsi, on observe la formation d'espacements radiaux entre la patte annulaire aval du carter et les rebords circonférentiels aval des secteurs d'anneau.
Ces espacements radiaux sont tels que le jonc annulaire s'avère insuffisant pour réaliser l'étanchéité du rebord circonférentiel aval sur la patte annulaire du carter et des fuites d'air de refroidissement se produisent entre les rebords circonférentiels aval des secteurs d'anneau et la patte annulaire aval du carter.
Dans d'autres réalisations où l'anneau n'est pas en matériau composite, l'étanchéité de la fixation aval entre le rebord circonférentiel aval de l'anneau et la patte annulaire aval du carter est réalisée par une précontrainte axiale de la patte annulaire aval sur une face radiale du rebord circonférentiel aval qui est opposée à l'organe de verrouillage. 2 pressure outside the area swept by the blades and thus avoid turbine performance are penalized.
It is known to make the ring sectors of composite material ceramic matrix to take advantage of their good mechanical properties at high temperatures while the crankcase is usually realized in a metallic material. The ring is therefore more rigid than the housing and has a coefficient of thermal expansion lower than the crankcase which leads to differences in expansion between the ring and the housing.
In its application FR0951446, the applicant proposed to axially locking the ring on the downstream annular tab by engagement radial complementary shapes provided on the ring and on the leg annular ring being mounted in an annular groove of a face of the annular tab facing the circumferential edge downstream of the ring and compressed on this rim.
However, in operation, each ring sector expands and deforms by taking a concave curved shape in the direction circumferential, with a concavity turned towards the outside (phenomenon decampling). Thus, we observe the formation of radial spacings between the downstream annular lug of the casing and the downstream circumferential flanges ring areas.
These radial spacings are such that the annular ring turns out insufficient to seal the circumferential downstream edge on the annular crankcase lug and cooling air leaks occur between the circumferential edges downstream of the ring sectors and the leg annular downstream of the housing.
In other embodiments where the ring is not made of material composite, the sealing of the downstream attachment between the circumferential rim downstream of the ring and the downstream annular tab of the casing is made by a axial prestressing of the downstream annular tab on a radial face of the downstream circumferential flange which is opposed to the locking member.

3 Cependant, ce montage avec précontrainte axiale à froid n'est pas envisageable dans le cas d'un anneau en composite du fait de sa rigidité
importante et de sa faible dilatation thermique.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue.
A cette fin, elle propose un étage de turbine pour une turbomachine, comprenant une roue à aubes tournant à l'intérieur d'un anneau sectorisé
en matériau composite porté par un carter, chaque secteur d'anneau comprenant un rebord circonférentiel aval maintenu en appui radial sur une patte annulaire du carter par un verrou en C, caractérisé en ce que la patte annulaire du carter est engagée radialement dans une rainure annulaire du rebord circonférentiel aval de l'anneau avec un jeu axial à froid défini pour s'annuler à chaud en fonctionnement et permettre un serrage axial étanche de la patte annulaire du carter dans la rainure annulaire du secteur d'anneau.
Selon l'invention, l'étanchéité du rebord circonférentiel aval de l'anneau en fonctionnement est assurée par le serrage axial des extrémités amont et aval de la patte annulaire aval du carter dans la rainure annulaire, du fait de la dilatation plus importante du carter par rapport à l'anneau en composite. La courbure concave de l'anneau et de son rebord circonférentiel aval est ainsi compensée par le serrage axial de la patte annulaire garantissant l'étanchéité de la fixation aval de l'anneau.
Avantageusement, la patte annulaire du carter comprend des faces radiales amont et aval destinées à venir en appui à chaud sur des flancs radiaux de la rainure. En fonctionnement, les faces radiales de la patte annulaire et les flancs radiaux de la rainure conservent leur forme radiale assurant un contact annulaire entre les faces radiales de l'anneau et les flancs radiaux de la rainure.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le jeu axial précité à
froid est de l'ordre du dixième de millimètre. 3 However, this assembly with cold axial prestressing is not possible in the case of a composite ring because of its rigidity important and its low thermal expansion.
The purpose of the invention is in particular to provide a simple solution, economic and efficient to these problems, to avoid disadvantages of the known art.
For this purpose, it proposes a turbine stage for a turbomachine, comprising a paddle wheel rotating within a sectored ring of composite material carried by a housing, each ring sector comprising a downstream circumferential rim held in radial support on a annular lug of the housing by a lock in C, characterized in that the leg annular housing is engaged radially in an annular groove of the downstream circumferential rim of the ring with a cold axial clearance defined for cancel when hot during operation and allow tight axial clamping the annular pawl of the housing in the annular groove of the sector ring.
According to the invention, the sealing of the downstream circumferential rim of the ring in operation is ensured by the axial tightening of the ends upstream and downstream of the annular tab downstream of the casing in the annular groove, due to the greater expansion of the housing relative to the ring in composite. The concave curvature of the ring and its edge circumferential downstream is thus compensated by the axial clamping of the leg annular guaranteeing the sealing of the downstream fastening of the ring.
Advantageously, the annular lug of the casing comprises faces radial upstream and downstream intended to come into hot support on flanks radial of the groove. In operation, the radial faces of the leg ring and the radial flanks of the groove retain their radial shape providing annular contact between the radial faces of the ring and the radial flanks of the groove.
According to another characteristic of the invention, the axial clearance mentioned above cold is of the order of a tenth of a millimeter.

4 Il est également possible de prévoir un jonc annulaire d'étanchéité
logé dans une gorge annulaire de la face de la patte annulaire qui est appliquée sur le fond de la rainure annulaire du secteur d'anneau.
Avantageusement, le matériau composite est du type à matrice céramique et le carter est réalisé en matériau métallique.
L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant un étage de turbine haute pression du type décrit précédemment.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine selon la technique antérieure , - la figure 2 est une vue schématique en coupe transversale selon le plan de coupe A-A indiqué sur la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine à froid selon l'invention et selon un plan de coupe ne passant pas par un organe de verrouillage ;
- la figure 4 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine à chaud selon l'invention et selon un plan de coupe passant par un organe de verrouillage.
On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une partie d'un étage de turbine 10 dans une turbomachine qui comprend un étage distributeur comportant une pluralité d'aubes fixes et agencé en amont d'une roue mobile comportant une pluralité d'aubes et tournant à l'intérieur d'un anneau 12 porté par un carter externe 14.
L'anneau 12 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau sensiblement cylindriques juxtaposés circonférentiellement bout à bout.
Chaque secteur d'anneau comprend une partie cylindrique 16 portant sur sa face interne une garniture d'étanchéité 18 en matériau abradable coopérant avec les périphéries externes des aubes de la roue de rotor.
Chaque secteur d'anneau comprend deux pattes annulaires amont 18 et aval 20 d'accrochage sur le carter 14. L'extrémité externe de la patte annulaire amont 18 comprend un rebord circonférentiel 22 orienté vers 4 It is also possible to provide an annular sealing ring housed in an annular groove of the face of the annular paw which is applied on the bottom of the annular groove of the ring sector.
Advantageously, the composite material is of the matrix type ceramic and the housing is made of metal material.
The invention also relates to a turbomachine, such as a turbojet or an airplane turbo-prop, comprising a stage of high pressure turbine of the type described above.
The invention will be better understood and other details, advantages and characteristics of the invention will appear on reading the description following made by way of non-limiting example, with reference to the drawings annexed in which:
FIG. 1 is a partial diagrammatic view in axial section of a stage turbine according to the prior art, FIG. 2 is a schematic cross-sectional view along the plane cutting AA indicated in Figure 1;
FIG. 3 is a partial diagrammatic view in axial section of a stage cold turbine according to the invention and according to a cutting plane passing through a locking member;
FIG. 4 is a partial diagrammatic view in axial section of a stage of hot turbine according to the invention and according to a cutting plane passing by a locking member.
Referring first to Figure 1 which represents a part of a turbine stage 10 in a turbomachine which comprises a stage dispenser having a plurality of vanes and arranged upstream a movable wheel having a plurality of vanes and rotating inside a ring 12 carried by an outer casing 14.
Ring 12 is formed of a plurality of ring sectors substantially cylindrical juxtaposed circumferentially end to end.
Each ring sector comprises a cylindrical portion 16 its internal face a seal 18 of abradable material cooperating with the outer peripheries of the vanes of the rotor wheel.
Each ring sector comprises two upstream annular tabs 18 and downstream 20 hooking on the casing 14. The outer end of the leg upstream ring 18 comprises a circumferential flange 22 oriented towards

5 l'amont et engagé axialement dans une gorge annulaire 24 tournée vers l'aval formée dans une patte annulaire radiale 26 du carter. L'extrémité
externe de la patte annulaire aval 20 de l'anneau comprend un rebord circonférentiel 28 orienté vers l'aval et serré radialement sur une partie cylindrique 30 d'une patte annulaire 32 du carter 14 grâce à un organe de verrouillage 32 à section en C engagé axialement sur le rebord circonférentiel aval 28 et sur la partie cylindrique 30 de la patte annulaire aval 32 du carter 14.
Chaque rebord circonférentiel aval 20 d'un secteur d'anneau comprend au moins une encoche alignée radialement avec une encoche de la partie cylindrique 30 de la patte annulaire 32 aval du carter 14 et dont la largeur est suffisante pour permettre l'engagement axial de l'organe de verrouillage 32 et la fixation de l'anneau 12 sur le carter 14.
Une cavité annulaire 34 est définie entre l'anneau 12 sectorisé et le carter 14 et délimitée en amont par les pattes annulaires amont 18, 26 de l'anneau 14 et du carter 14, respectivement, et en aval par les pattes annulaires aval 20, 32 de l'anneau 12 et du carter 14, respectivement.
La patte annulaire amont 26 du carter 14 comprend des orifices 36 de passage d'air de refroidissement provenant d'un espace de contournement de la chambre de combustion, c'est-à-dire de l'air circulant entre le carter externe de la chambre de combustion et la paroi de révolution externe de la chambre de combustion. Pour éviter des fuites d'air de refroidissement entre la partie cylindrique 30 de la patte annulaire aval 32 du carter 14 et le rebord circonférentiel aval 20 de l'anneau 12, un jonc annulaire d'étanchéité 38 est monté dans une gorge annulaire 40 de la face interne de la partie cylindrique 30. Ce jonc 38 est comprimé radialement dans la gorge annulaire 40 et sur le rebord circonférentiel aval 28 de 5 upstream and axially engaged in an annular groove 24 turned towards the downstream formed in a radial annular tab 26 of the housing. The end external of the annular downstream leg 20 of the ring comprises a rim circumferential 28 oriented downstream and radially clamped on a portion cylindrical 30 of an annular tab 32 of the casing 14 by means of a locking 32 with C section engaged axially on the rim circumferential downstream 28 and on the cylindrical portion 30 of the annular tab downstream 32 of the casing 14.
Each downstream circumferential rim 20 of a ring sector comprises at least one notch aligned radially with a notch of the cylindrical portion 30 of the annular tab 32 downstream of the housing 14 and of which the width is sufficient to allow the axial engagement of the organ of locking 32 and fixing the ring 12 on the housing 14.
An annular cavity 34 is defined between the sectorized ring 12 and the casing 14 and delimited upstream by the upstream annular tabs 18, 26 of the ring 14 and the housing 14, respectively, and downstream by the legs annular downstream 20, 32 of the ring 12 and the casing 14, respectively.
The upstream annular lug 26 of the casing 14 comprises orifices 36 of cooling air passage from a space of bypassing the combustion chamber, that is to say the circulating air between the outer casing of the combustion chamber and the wall of external revolution of the combustion chamber. To avoid air leaks of cooling between the cylindrical portion 30 of the downstream annular tab 32 of the housing 14 and the circumferential rim downstream 20 of the ring 12, a rod sealing ring 38 is mounted in an annular groove 40 of the face internal part of the cylindrical portion 30. This ring 38 is compressed radially in the annular groove 40 and on the downstream circumferential rim 28 of

6 l'anneau 12. La face interne de la partie cylindrique 30 comprend une nervure 42 engagée radialement dans un évidement annulaire du rebord circonférentiel aval 28 de l'anneau 12 pour assurer le blocage axial de l'anneau 12 sur le carter 14.
Les faces radiales des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau comprennent chacune trois fentes 44, 46, 48 logeant chacune une lamelle d'étanchéité. Une première fente 44 est formée dans la partie cylindrique 16 de l'anneau 12 et s'étend sensiblement sur toute la longueur de l'anneau 12 et est parallèle à l'axe longitudinal de l'anneau 12.
Les deux autres fentes 46, 48 sont obliques et formées chacune dans la patte annulaire amont 18 et la patte annulaire aval 20 de l'anneau, respectivement. Les extrémités radialement internes des deux fentes 46, 48 obliques débouchent dans une partie médiane de la fente longitudinale 44 et leurs extrémités radiales débouchent au niveau des faces externes des rebords circonférentiels amont 22 et aval 28. Chaque lamelle est insérée pour moitié dans une fente 44, 46, 48 d'un secteur et pour l'autre moitié dans une fente correspondante en vis-à-vis formée dans une face radiale d'un secteur d'anneau adjacent.
Toutefois, comme expliqué précédemment, chaque secteur d'anneau en composite se déforme sous l'effet de la chaleur et adopte une forme incurvée concave à concavité tournée vers l'extérieur (figure 2). Le carter 14 subit également une déformation et comporte des ondulations circonférentielles. Il s'ensuit, du fait des dilatations différentielles entre l'anneau 12 en composite et le carter 14, la formation d'un espace radial R
entre chaque rebord circonférentiel 28 et la partie cylindrique 30 d'une patte aval 32 du carter 14 conduisant à des fuites de l'air de ventilation de la cavité annulaire 34 vers la veine de gaz de la turbine.
L'invention permet de remédier à ce problème ainsi qu'à ceux mentionnés précédemment en formant une rainure annulaire 50 dans la face cylindrique externe du rebord circonférentiel aval 52 de l'anneau 54, dans laquelle est engagée radialement la partie cylindrique aval 55 de la 6 the ring 12. The inner face of the cylindrical portion 30 comprises a rib 42 engaged radially in an annular recess of the rim circumferential downstream 28 of the ring 12 to ensure the axial locking of the ring 12 on the housing 14.
The radial faces of the circumferential ends of each ring sector each comprise three slots 44, 46, 48 housing each one a sealing strip. A first slot 44 is formed in the cylindrical portion 16 of the ring 12 and extends substantially over the entire length of the ring 12 and is parallel to the longitudinal axis of the ring 12.
The other two slots 46, 48 are oblique and each formed in the upstream annular lug 18 and the downstream annular lug 20 of the ring, respectively. The radially inner ends of the two slots 46, 48 oblique open in a median part of the longitudinal slot 44 and their radial ends open at the outer faces circumferential flanges upstream 22 and downstream 28. Each flap is inserted half in a slot 44, 46, 48 of one sector and for the other half in a corresponding slot vis-à-vis formed in a face radial of an adjacent ring sector.
However, as explained above, each sector of composite ring deforms under the effect of heat and adopts a Concave curved shape with concavity facing outwards (Figure 2). The casing 14 is also deformed and has corrugations circumferential. It follows, due to the differential dilations between the ring 12 in composite and the casing 14, the formation of a radial space R
between each circumferential flange 28 and the cylindrical portion 30 of a leg downstream 32 of the casing 14 leading to leakage of the ventilation air of the annular cavity 34 to the gas stream of the turbine.
The invention makes it possible to remedy this problem as well as to those previously mentioned by forming an annular groove 50 in the outer cylindrical face of the downstream circumferential rim 52 of the ring 54, in which is engaged radially the downstream cylindrical portion 55 of the

7 patte annulaire aval 56 du carter 14 avec un jeu axial j à froid destiné à
s'annuler en fonctionnement du fait de la dilatation plus importante du carter 14 et de sa patte annulaire aval 56 par rapport à la dilatation de l'anneau 54 en composite (figure 3).
La rainure annulaire 50 comprend deux flancs annulaires radiaux amont 58 et aval 60. La partie cylindrique aval 55 de la patte annulaire aval 56 du carter 14 comprend deux faces radiales amont 62 et aval 64. En fonctionnement à chaud, les faces radiales 62, 64 de la patte annulaire aval 56 du carter 14 viennent en appui sur les flancs radiaux 58, 60 de la rainure 50, du fait de la dilatation différentielle entre l'anneau 54 en composite et le carter 14, ce qui assure un serrage axial de la patte annulaire 56 dans la rainure 50 et réalise une étanchéité à l'air de ventilation circulant dans la cavité 34. Ce serrage axial permet d'assurer en même temps le blocage axial de l'anneau 54 sur le carter 14.
La profondeur de la rainure 50 est choisie de manière à être supérieure à l'écart radial R maximal en fonctionnement entre la face interne 66 de la partie cylindrique aval 55 de la patte aval 56 du carter 14 et la paroi de fond 68 de la rainure 50, afin d'assurer en permanence un serrage axial étanche à chaud et éviter une désolidarisation axiale de l'anneau 54 par rapport au carter 14.
Le montage d'un secteur d'anneau est réalisé en insérant le rebord circonférentiel amont 22 de l'anneau 54 dans la gorge annulaire de la patte amont 18 du carter 14 puis l'extrémité aval de l'anneau est basculée vers l'extérieur pour que la partie cylindrique 55 s'applique dans le fond de la rainure 50. Le jeu axial j à froid permet de faciliter le basculement vers l'extérieur de l'anneau 54 sur le carter 14.
Un jonc annulaire 38 est logé dans une gorge annulaire 40 de la face 66 de la patte annulaire aval 56 du carter qui est appliquée sur le fond 68 de la rainure 50.
De manière similaire à la technique antérieure, chaque rebord circonférentiel aval 52 d'un secteur d'anneau comprend une encoche 7 downstream annular lug 56 of the casing 14 with an axial clearance j cold intended for cancel in operation because of the greater expansion of the casing 14 and its downstream annular tab 56 with respect to the expansion of the ring 54 in composite (Figure 3).
The annular groove 50 comprises two radial annular flanks upstream 58 and downstream 60. The downstream cylindrical portion 55 of the downstream annular tab 56 of the housing 14 comprises two radial faces upstream 62 and downstream 64.
hot running, the radial faces 62, 64 of the downstream annular tab 56 of the housing 14 bear against the radial flanks 58, 60 of the groove 50, due to the differential expansion between the composite ring 54 and the housing 14, which ensures an axial clamping of the annular tab 56 in the groove 50 and provides a ventilation air seal circulating in the cavity 34. This axial clamping ensures at the same time the blocking axial of the ring 54 on the casing 14.
The depth of the groove 50 is chosen so as to be greater than the maximum radial difference R in operation between the face internal 66 of the downstream cylindrical portion 55 of the downstream flap 56 of the casing 14 and the bottom wall 68 of the groove 50, in order to permanently ensure a axial clamping tight heat and avoid axial separation of the ring 54 relative to the casing 14.
The mounting of a ring sector is achieved by inserting the rim circumferential upstream 22 of the ring 54 in the annular groove of the leg upstream of the casing 14 and the downstream end of the ring is tilted towards the outside so that the cylindrical portion 55 is applied in the bottom of the groove 50. The axial play j cold facilitates the switch to the outside of the ring 54 on the casing 14.
An annular ring 38 is housed in an annular groove 40 of the face 66 of the downstream annular tab 56 of the housing which is applied to the bottom 68 groove 50.
In a similar manner to the prior art, each flange downstream circumferential ring 52 of a ring sector comprises a notch

8 alignée radialement avec une encoche de la partie cylindrique de la patte annulaire aval du carter pour le montage axial de l'organe de verrouillage 32 à section en C.
Les moyens d'étanchéité inter-secteurs sont similaires à ceux de la technique antérieure. On notera toutefois, que selon l'invention, la fente oblique de la patte annulaire aval 64 de l'anneau 54 débouche dans la rainure 50 et au niveau du jonc 38.
Dans une réalisation particulière de l'invention, le jeu axial à froid est de l'ordre de 0,1 millimètre.
L'anneau 54 peut être réalisé en matériau composite à matrice céramique résistant bien aux températures élevées telles que celles régnant dans une turbine haute pression et le carter 14 est réalisé dans un matériau métallique tel que de l'INCO ou de l'acier. 8 aligned radially with a notch in the cylindrical portion of the leg annular downstream of the casing for the axial mounting of the locking member 32 to section in C.
The inter-sector sealing means are similar to those of the prior art. Note, however, that according to the invention, the slot oblique of the downstream annular tab 64 of the ring 54 opens into the groove 50 and at the level of the ring 38.
In a particular embodiment of the invention, the cold axial play is of the order of 0.1 millimeter.
The ring 54 may be made of matrix composite material ceramic resistant to high temperatures such as those prevailing in a high pressure turbine and the casing 14 is made in a metallic material such as INCO or steel.

Claims

1. Turbine stage for a turbomachine, comprising a wheel rotating blades inside a sectorized ring (54) made of material composite carried by a housing (14), each ring sector comprising a circumferential downstream flange (52) held in radial support on a leg ring (56) of the casing (14) by a C lock, characterized in that the annular lug (56) of the housing (14) is engaged radially in a annular groove (50) of the downstream circumferential rim (52) of the ring (54) with a cold axial clearance set to cancel hot during operation and allow tight axial clamping of the annular lug (56) of the housing (14) in the annular groove (50) of the ring sector.

2. Turbine stage according to claim 1, characterized in that the annular tab (56) of the housing (14) comprises upstream radial faces (62) and downstream (64) intended to come into hot abutment on radial flanks (58, 60) of the groove (50).

3. turbine stage according to claim 1 or 2, characterized in that the cold axial play is of the order of a tenth of a millimeter.

4. turbine stage according to one of the preceding claims, characterized in that an annular sealing ring (38) is housed in a annular groove (40) of the face (66) of the annular tab which is applied on the bottom (68) of the annular groove (50) of the ring sector.

5. turbine stage according to one of the preceding claims, characterized in that the composite material is of the matrix type ceramic and the housing (14) is made of metal material.

6. Turbomachine, such as a turbojet engine or a turboprop engine of aircraft, characterized in that it comprises a high turbine stage pressure according to one of claims 1 to 5.