EP3774116A1 - Noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique - Google Patents

Noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique

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Publication number
EP3774116A1
EP3774116A1 EP19742818.8A EP19742818A EP3774116A1 EP 3774116 A1 EP3774116 A1 EP 3774116A1 EP 19742818 A EP19742818 A EP 19742818A EP 3774116 A1 EP3774116 A1 EP 3774116A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
core
impact portion
base
fluid
disposed
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP19742818.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Adrien Bernard Vincent ROLLINGER
Ramzi BOHLI
Ngadia Taha NIANE
Alain LE HEGARAT
Romain Pierre CARIOU
David Grange
Didier Maurice Marceau GUERCHE
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran SA
Original Assignee
Safran SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Publication of EP3774116A1 publication Critical patent/EP3774116A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B22C9/103—Multipart cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/22—Moulds for peculiarly-shaped castings
    • B22C9/24—Moulds for peculiarly-shaped castings for hollow articles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of manufacturing lost model foundry for the directional solidification of aeronautical parts such as turbine blades. More particularly, the present disclosure relates to a core for manufacturing an aeronautical part. The invention further relates to a molding device comprising said core, and a method of producing said core.
  • lost wax or lost pattern are particularly suitable for the production of metal parts of complex shapes, for example hollow metal parts.
  • the lost model foundry is used in particular for the production of turbomachine blades.
  • the first step is the realization of a model of removable material at relatively low melting temperature, such as a wax or a resin, which is then overmolded mold. After consolidation of the mold, the removable material is removed from the inside of the mold.
  • relatively low melting temperature such as a wax or a resin
  • each model of removable material being connected to at least one frame, generally a central shaft, or descending, which n ' is not removable material and a dispensing ring made of removable material.
  • the crown forms, in the mold, casting channels for the molten metal, also called feeding system.
  • a molten metal is then poured into the mold, to fill the cavity formed by the model in the mold after evacuation. Once the metal is cooled and completely solidified, the mold can be opened or destroyed in order to recover a metal part conforming to the shape of the model of removable material.
  • metal means both pure metals and metal alloys.
  • FIG. 1 A mold comprising a core of the prior art is shown in FIG. 1.
  • a core is used for the molding of an aeronautical part, there are many mal-fabrications due to the displacement of the core during the injection of material. eliminable or casting of metal.
  • the use of a core involves large differences in section of the metal once cast, generating areas of high stress during the cooling of the metal, especially at the transition zones between a thin section and a larger section of metal.
  • these strong constraints during the cooling of the metal can cause dislocation movements, which can lead to recrystallization defects on the final aeronautical part.
  • the present disclosure aims to remedy all or some of the disadvantages mentioned above.
  • the present disclosure relates to a core for the foundry of an aeronautical part such as a turbine blade, the core being intended to be disposed in an inner housing defined by a mold, the core comprising: a body intended to form the inner shape of the aeronautical part,
  • an impact portion disposed on at least a portion of the periphery of the body so as to break a jet of fluid during filling of the internal housing with the fluid
  • the impact portion comprising a base, a vertex and at least one deflection wall converging from the base to the summit.
  • the aeronautical part is a monocrystalline piece or columnar.
  • the fluid jet is understood to mean the jet of molten metal which is intended to fill the mold, by casting, or the jet of removable material, for example wax, in the liquid state intended to fill the mold. by injection. As it cools, the fluid solidifies and becomes material which will then be machined to obtain the final metal aeronautical part or its wax model.
  • the jet of fluid can arrive from the top, that is to say substantially in the direction of gravity, or from the bottom, that is to say in a direction opposite to the gravity.
  • vertex means the portion of the impact portion defining one end of the impact portion and, in most cases, defining one end of the core.
  • the vertex can be located at a point or extend along a segment.
  • the segment is curved.
  • the vertex is one-dimensional.
  • the base of the impact portion is defined as the area defined by the boundary between the body and the impact portion.
  • the body is the useful portion of the core, that is to say, the portion that will be used to mold the final piece. At least a part of the body thus makes it possible to create the cavities of the aeronautical part. At least one part of the body therefore constitutes the negative of the cavities of the aeronautical part.
  • the impact portion does not contribute to the definition of the geometry of the aeronautical part.
  • the material that will be molded around the impact portion is a sacrificial portion that will be cut to obtain the aeronautical part.
  • the fluid jet is broken, ie broken or deflected, from the contact with the impact portion, which reduces the stresses on the core when it is subject to the force of the fluid jet.
  • the temperature gradient in the solidifying material is controlled thereby to limit the thermomechanical stresses in the direction of solidification. If the temperature gradients are controlled and low, the stresses and plastic deformations in the metal are also controlled. The risks of recrystallized and cold-cracked grains are greatly reduced.
  • the area of high stress, disposed at the transition between a small section and a larger section, is moved at the impact portion and not at the at least a portion of the body constituting the useful portion of the core.
  • the stresses resulting in the appearance of recrystallized grains are displaced out of the portion of solidifying material intended to become the aeronautical part.
  • the body is of elongated shape and extends in a main direction.
  • the impact portion is disposed in the extension of the body in the main direction.
  • the body comprises a first end portion and a second end portion full, connected by a plurality of arms, for forming a plurality of recesses in the aeronautical part or in its model of removable material.
  • the impact portion is disposed in the extension of the first end portion of the body.
  • the first end portion of the body is intended to form a bathtub for a turbine blade.
  • bath is meant a hollow formed at an end portion of the core.
  • the bathtub is also known as the "tip" in the English language.
  • the impact portion extends continuously from the body.
  • the at least one deflection wall extends in the extension of a wall of the body.
  • the boundary between the at least one deflection wall and the body wall is therefore smooth.
  • the wall of the body and the at least one deflection wall do not form a shoulder, break or sharp stop.
  • the transition between a weak section of the solidifying material, that is to say in the area around the core, and a larger section, that is to say in a zone of the molding device where the core does not extend, for example at the ends of the molding device, is progressive.
  • the evolution of the stresses during the cooling between these two zones is also progressive.
  • this transition from a weak section to a larger section is shifted to the impact portion, and thus out of the solidifying material intended to form the aeronautical part.
  • the defects in the material due to the strong constraints related to the transition between a section of weak material and a larger section are moved in an area that will not be part of the aeronautical part.
  • the apex is rounded.
  • the top is differentiable in all directions. In other words, the top is not pointed, does not present a sharp stop. For example, the top results from a racking operation.
  • the slope of the at least one deflection wall in at least one plane normal to the base and passing through the vertex has several values. .
  • the at least one deflection wall has a curvature between the base and the top.
  • the slope of the at least one deflection wall is smaller in the vicinity of the top than the slope in the vicinity of a base of the impact portion.
  • the impact portion has a curved shape, without tip can form a singularity, which avoids too much stress concentration.
  • the impact portion thus forms a dome.
  • the impact portion is curved.
  • the tangent to the at least one deflection wall on a path from the base to the apex tends to a direction parallel to the base.
  • the slope of the at least one deflection wall decreases towards the vertex.
  • the impact portion has a height of between 100% and 1000% of the width of the core, preferably between 150% and 300% of the core width.
  • the width of the nucleus means its largest measurement in a direction perpendicular to the main direction.
  • the impact portion has a height of between 100% and 1000% of the width of the bath, preferably between 150% and 300% of the bath width.
  • the body and the impact portion are integrally formed.
  • the core is more robust and the risks that the impact portion is detached from the core body are limited.
  • the core includes a coast-engaging housing formed in the impact portion.
  • the coast-taking housing makes it possible to measure the removal of the core, and to check the correct dimensioning of the core manufactured.
  • the impact portion and the body are connected at least by a plurality of rods, for example alumina.
  • the stems allow to create dustspots of the dawn.
  • the present disclosure further relates to a molding device for a turbine blade, comprising:
  • a mold defining an internal housing, the internal housing comprising a fluid inlet
  • the jet during the injection of removable material or the casting of metal for the foundry of the aeronautical part is broken before reaching the useful portion of the core. It is understood that the impact portion is directed towards the fluid inlet so that the jet of fluid arrives on the impact portion. In other words, the jet of fluid does not necessarily arrive on the top of the impact portion.
  • the inner housing defined by the mold also extends along the main direction of the core and comprises a first end zone and a second end zone.
  • the first end zone comprises fluid inlet.
  • the impact portion is disposed in the first end zone.
  • the present disclosure further relates to a method of producing a core for the foundry of an aeronautical part such as a turbine blade, the core being intended to be disposed in an inner housing defined by a mold , the core comprising a body intended to form the inner shape of the aeronautical part, an impact portion disposed on at least a portion of the periphery of the body so as to break a jet of fluid during filling of the inner housing with the fluid , the impact portion comprising a base, a vertex and at least one deflection wall converging from the base to the top, the method of making the core comprising the following steps:
  • the step of generating the impact portion comprises an extrusion sub-step of forming a prism from the body, the prism extending from the base, and a sub-step of cutting of the prism.
  • the cutting is performed according to a curved surface.
  • the step of generating the impact portion further comprises a substep of shelving sharp edges after the sub-step of cutting the prism.
  • the sub-step of shelving the edges avoids the presence of sharp edges.
  • the step of generating the impact portion is performed by computer-aided design software.
  • the step of generating the impact portion is performed by a computer-aided design software function, for example by the function called "multisection surface", to create a surface passing through several curves. .
  • FIG. 1 represents a device for molding a turbine blade comprising a core of the prior art
  • FIG. 2 represents a device for molding a turbine blade comprising the core according to the present disclosure
  • FIG. 3 represents a core according to the present disclosure
  • FIG. 4 represents a close-up view of the impact portion
  • FIGS. 5A and 5B show various embodiments of the impact portion
  • FIG. 6 shows an embodiment of the connection between the body and the impact portion
  • FIGS. 7A and 7B show other embodiments of the connection between the body and the impact portion
  • FIGS. 8A to 8C show steps for producing the impact portion of the core.
  • FIG. 2 represents a molding device 1, adapted for the turbine blade foundry in this example.
  • the molding device 1 comprises a mold, here a molding shell 3, defining an inner housing 5.
  • the embodiments shown in the figures relate more particularly to the casting of metal in a shell mold.
  • the molding device 1 further comprises a core 7 disposed inside the inner housing 5.
  • the core 7 has an elongated shape and extends along a main direction DP.
  • the inner housing 5 comprises a first end zone 5A and a second end zone 5B.
  • the inner housing 5 comprises a fluid inlet 9, allowing the flow of fluid in the molding device 1 so as to mold a turbine blade.
  • the fluid inlet 9 opens on the first end zone 5A, substantially in the main direction DP.
  • the core 7 is made of a refractory material relative to the fluid poured or injected.
  • the kernel 7 is made of ceramic or metal with a high melting point, that is to say at a melting point above 1500 ° C.
  • the core 7, shown in more detail in Figure 3, comprises a body 13, at least a portion of which is intended to form the inner shape of the turbine blade, in other words its internal cavities, that is to say say that the at least part of the body 13 constitutes the useful portion of the core 7.
  • the body 13 has an elongated shape and extends along the main direction DP.
  • the body 13 comprises a first end portion 13 A, intended to form the bath of the turbine blade and a second end portion 13B, intended to form the cavity of the turbine blade root.
  • the first and second end portions form two blocks connected by a plurality of arms 13C.
  • the arms 13C are intended to form the ventilation cavities of the blade.
  • the core 7 further comprises an impact portion 15 disposed on one side of the body 13. More specifically, the impact portion 15 is disposed in the extension of the first end portion 13A of the body 13 according to the main direction DP. In this example, the first end portion 13A of the body 13 is intended to form the tub of the turbine blade. Thus, the impact portion 15 is disposed facing the fluid inlet 9 so as to break a jet of fluid during the casting of the fluid in the molding device 1.
  • the impact portion 15 comprises a base 21, a top 17 and a deflection wall 19 converging from the base 21 to the top 17, the deflection wall 19 extending in the extension of the wall of the body 13
  • the top 17 is not disposed in front of the fluid inlet 9.
  • the fluid jet is here broken by a lateral portion of the impact portion. 15.
  • the jet of fluid arrives from the bottom of the molding device 1, that is to say that the jet of fluid arrives substantially in the opposite direction of the direction of gravity.
  • the casting is carried out in source.
  • the first end zone 5A is located at the bottom of the inner housing 5 in the direction of gravity.
  • the fluid inlet 9 could be disposed at the top of the inner housing 5, that is to say that the jet of fluid is directed in the direction of gravity.
  • the impact portion is disposed at the top of the molding device, opposite the fluid inlet.
  • FIG 2 also shows a baffle 10 which opens on the first end zone 5A.
  • the baffle 10 serves as a grain selector, directing the solidification of the final aeronautical workpiece, which is monocrystalline or columnar.
  • the baffle can also serve as a metal supply system, that is to say, the casting is also carried out via the baffle 10.
  • the top 17 has a rounded shape, in the embodiment shown, visible in Figures 3 and 4 for example.
  • the height between the base 21 and the top 17 of the impact portion 15 along the main direction DP is about 17 mm.
  • the largest width of the impact portion 15 at the top 17 is, for example, about 6 mm.
  • the slope of the deflection wall 19 has several values, decreasing in approaching the top 17.
  • the impact portion 15 therefore has a shape substantially dome.
  • the tangent to the deflection wall 19 in the vicinity of the base 21 is generally collinear with the main direction DP, that is to say, in the example shown, generally vertical. Going to summit 17, the tangent to the deflection wall 19 tilts with respect to the main direction. In the vicinity of the top 17, the tangent to the deflection wall 19 is generally perpendicular to the main direction DP, that is to say, in the example shown, generally horizontal.
  • Figure 3 shows the useful portion of the core 1, between the dotted lines. It can be seen that the impact portion is situated outside the useful portion of the core 7. It can also be seen that part of the second end portion 13B is located outside the useful portion of the core 7. In fact, this part is engaged in receiving elements of the molding shell so as to maintain the core 7 in position during the casting of the fluid.
  • These portions of the core 7 disposed outside the useful zone make it possible to simplify the elimination of the core of the final turbine blade. Indeed, when the material is solidified to form the turbine blade, there is more margin for cutting the metal while also cutting a portion of the core 7. As a portion of the core 7 is cut, it is easier, after the chemical stall of the core 7, dusting the molded turbine blade.
  • the core 7 comprises two hill-engaging housing 23.
  • One of the hill-engaging housing 23 is formed in the impact portion 15.
  • the other of the hill-engaging housing 23 is disposed in the second end portion 13B of the body 13.
  • the lands of 23 allow to verify the proper sizing of the core 7 during its manufacture.
  • the landslide dwells 23 are disposed outside the usable area.
  • the core comprises rods 24, for example alumina, further allowing to create dust extraction holes of the turbine blade.
  • the first end portion 13A of the core 13 comprises holes 25 opening on the rods 24 and thus allowing access to the rods 24 from the first end portion 13A.
  • the impact portion 15 and / or the first end portion 13A of the body 13 may be solid, as shown in FIG. 5A.
  • the stresses on the core 7 during the cooling of the material can be significant. The nucleus could therefore break and the material risks seeing recrystallization defects.
  • the impact portion 115 and / or the first end portion 113A of the body 113 is / are hollow (s), as shown in Figure 5B.
  • a portion of the deflection wall 119 near the base 121 and / or the wall of the first end portion 113A of the body 113 may be broken and thus relieve the stresses in the matter solidifying.
  • the impact portion 115 and / or the first end portion 113A of the hollow body 113 may be carried out by an additive process, for example by using inserts eliminated during the cooking of the core. 7.
  • the body 13 and the impact portion 15 may be formed integrally, in one piece, for example injected or made by additive manufacturing together.
  • the impact portion 215 may also be attached to the core 7 and fixed by any means, for example by welding, gluing, cofiring or assembly.
  • the first end portion 213A of the body 213 is hollow and forms a fastening space 229.
  • the first end portion 213A of the core 213 comprises studs 231 extending along the main direction DP.
  • the studs 231 each comprise a central cavity, also extending along the main direction DP.
  • the impact portion 215 comprises rods 235 fixed to the base 21 and extending along the main direction DP.
  • the rods 235 are configured to fit into the cavities of the studs 231.
  • An adhesive point 239 is disposed at the bottom of each cavity and serves to retain the impact portion 215 on the body 213. This configuration makes it possible to trap the glue so that it does not contaminate the material. In order to avoid stresses on the walls of the fastening space 229 due to expansion air in the fixing space 229 during the casting of fluid in the molding device, it is possible to put the fastening space 29 under vacuum.
  • the impact portion 315 and the body may be fixed by a plurality of rods 324.
  • the rods 324 extend through each of the pads 331 and rods 335.
  • the rods 335 are always inserted into the cavities of the studs 331.
  • the pads 431 and 435 rods do not cooperate and are connected only through the rods 424.
  • the roughness of the rods 424 then ensures the maintenance of the impact portion 415 on the body 413.
  • the core 7 is made from a model which is then used for the actual manufacture of the core 7.
  • the model is generally digital and realized by Computer Aided Design (CAD).
  • CAD Computer Aided Design
  • FIG. 8A The prism is extruded as an extension of the wall of the core body model. Then, we proceed to the cutting of the prism, according to a curve. The cut prism is shown in FIG. 8B.
  • the core manufacturing step is carried out.
  • the core is usually made by injection from a mold.
  • the body and the core can also be manufactured in two parts, from their respective models, and injected separately using molds.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique telle qu'une aube de turbine, le noyau étant destiné à être disposé dans un logement interne défini par une moule, le noyau comprenant un corps (13) destiné à former la forme intérieure de l'aube de turbine; une portion d'impact (15), disposée sur au moins une portion du pourtour du corps (13) de façon à casser un jet de fluide lors du remplissage du logement interne par le fluide, la portion d'impact (15) comprenant un sommet (17) et au moins une paroi de déflexion (19) convergeant vers le sommet (17).

Description

NOYAU POUR LA FONDERIE D'UNE PIÈCE AÉRONAUTIQUE
DOMAINE DE L'INVENTION
[0001] Le présent exposé concerne le domaine de la fabrication par fonderie à modèle perdu pour la solidification dirigée de pièces aéronautiques telles que des aubes de turbines. Plus particulièrement, le présent exposé concerne un noyau pour la fabrication d'une pièce aéronautique. L'invention concerne en outre un dispositif de moulage comprenant ledit noyau, ainsi qu'un procédé de réalisation dudit noyau.
ARRIÈRE-PLAN TECHNOLOGIQUE
[0002] Des procédés de fonderie dits à cire perdue ou à modèle perdu sont particulièrement adaptés pour la production de pièces métalliques de formes complexes, par exemple des pièces métalliques creuses. Ainsi, la fonderie à modèle perdu est notamment utilisée pour la production d'aubes de turbomachines.
[0003] Dans la fonderie à modèle perdu, la première étape est la réalisation d'un modèle en matériau éliminable à température de fusion comparativement peu élevée, comme par exemple une cire ou une résine, sur laquelle est ensuite surmoulé un moule. Après consolidation du moule, le matériau éliminable est évacué de l'intérieur du moule.
[0004] Afin de pouvoir produire plusieurs pièces simultanément, il est possible de réunir plusieurs modèles en matériau éliminable dans une seule grappe, chaque modèle en matériau éliminable étant relié au moins à un bâti, généralement un fût central, ou descendant, qui n'est pas en matériau éliminable et une couronne de distribution réalisée en matériau éliminable. La couronne forme, dans le moule, des canaux de coulée pour le métal en fusion, aussi appelé système d'alimentation. [0005] Un métal en fusion est ensuite coulé dans ce moule, afin de remplir la cavité formée par le modèle dans le moule après son évacuation. Une fois que le métal est refroidit et complètement solidifié, le moule peut être ouvert ou détruit afin de récupérer une pièce métallique conforme à la forme du modèle en matériau éliminable.
[0006] On entend par « métal », dans le présent contexte, tant des métaux purs que des alliages métalliques.
[0007] Il est connu de l'art antérieur d'insérer un noyau dans le moule pour le moulage d'une pièce, de façon à obtenir une pièce aéronautique, creuse. Un moule comprenant un noyau de l'art antérieur est représenté en figure 1. Toutefois, lorsqu'un noyau est utilisé pour le moulage de pièce aéronautique, il existe beaucoup de mal-fabrications dues au déplacement du noyau lors de l'injection de matériau éliminable ou de la coulée du métal. De plus, l'utilisation d'un noyau implique de fortes différences de section du métal une fois coulé, générant des zones de fortes contraintes lors du refroidissement du métal, notamment au niveau des zones de transition entre une section fine et une section plus importante de métal. Lorsque l'on cherche à réaliser une pièce monocristalline ou colonnaire par exemple, ces fortes contraintes lors du refroidissement du métal peuvent entraîner des mouvements des dislocations, ce qui peut entraîner des défauts de recristallisation sur la pièce aéronautique finale.
PRÉSENTATION DE L'INVENTION
[0008] Le présent exposé vise à remédier à tout ou partie des inconvénients mentionnés ci-dessus.
[0009] A cet effet, le présent exposé concerne un noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique telle qu'une aube de turbine, le noyau étant destiné à être disposé dans un logement interne défini par un moule, le noyau comprenant : - un corps destiné à former la forme intérieure de la pièce aéronautique,
- une portion d'impact, disposée sur au moins une portion du pourtour du corps de façon à casser un jet de fluide lors du remplissage du logement interne par le fluide,
la portion d'impact comprenant une base, un sommet et au moins une paroi de déflexion convergeant depuis la base vers le sommet.
[0010] Par exemple, la pièce aéronautique est une pièce monocristalline ou colonnaire.
[0011] On entend par jet de fluide, le jet de métal en fusion qui est destiné à remplir le moule, par coulée, ou le jet de matériau éliminable, par exemple de la cire, à l'état liquide destiné à remplir le moule par injection. En refroidissant, le fluide se solidifie et devient de la matière qui sera ensuite usinée pour obtenir la pièce aéronautique finale en métal ou son modèle en cire.
[0012] Par exemple, le jet de fluide peut arriver par le haut, c'est-à- dire sensiblement dans le sens de la gravité, ou bien par le bas, c'est-à- dire dans un sens opposé à la gravité. On entend par sommet, la partie de la portion d'impact définissant une extrémité de la portion d'impact et, dans la plupart des cas, définissant une extrémité du noyau.
[0013] Le sommet peut être localisé en un point ou bien s'étendre le long d'un segment. Par exemple, le segment est courbe. De préférence, le sommet est unidimensionnel.
[0014] On entend par base de la portion d'impact, la surface définie par la frontière entre le corps et la portion d'impact.
[0015] On comprend qu'au moins une partie du corps constitue la portion utile du noyau, c'est-à-dire, la portion qui servira au moulage de la pièce finale. Au moins une partie du corps permet donc de créer les cavités de la pièce aéronautique. Au moins une partie du corps constitue donc le négatif des cavités de la pièce aéronautique. [0016] La portion d'impact, en revanche ne contribue pas à la définition de la géométrie de la pièce aéronautique. La matière qui sera moulée autour de la portion d'impact est une portion sacrificielle qui sera coupée de façon à obtenir la pièce aéronautique.
[0017] Grâce à ces dispositions, le jet de fluide, est cassé, c'est à dire brisé ou dévié, dès le contact avec la portion d'impact, ce qui permet de réduire les contraintes exercées sur le noyau lorsqu'il est sujet à la force du jet de fluide. Cela permet de limiter le déport du noyau et ainsi de préserver la dimension et le positionnement de la forme intérieur de la pièce aéronautique. Cela implique que les zones sensibles de la portion principale du noyau, par exemple les parties les plus fines, ne sont que faiblement sollicitées.
[0018] En outre, grâce à ces dispositions, le gradient de température dans la matière se solidifiant est maîtrisé permettant ainsi de limiter les contraintes thermomécaniques dans le sens de la solidification. Si les gradients de température sont maîtrisés et faibles, les contraintes et déformations plastiques dans le métal sont également maîtrisées. Les risques de grains recristallisés et criques à froid sont fortement atténués.
[0019] En outre, dans le cas de la coulée de métal, la zone de forte contrainte, disposée au niveau de la transition entre une faible section et une section plus importante, est déplacée au niveau de la portion d'impact et non au niveau d'au moins une partie du corps constituant la portion utile du noyau. Ainsi, les contraintes entraînant l'apparition de grains recristallisés sont déplacées hors de la portion de matière se solidifiant destinée à devenir la pièce aéronautique.
[0020] Enfin, une quantité moins importante de fluide est nécessaire pour le moulage de la pièce aéronautique ou de son modèle en matériau éliminable. En outre, l'ajout de la portion d'impact permet de disposer de plus d'espace pour positionner des artifices de fonderie, tels que des points d'appui du noyau dans le moule, un écran thermique ou un logement de prise de côtes.
[0021] Selon un aspect, le corps est de forme allongée et s'étend selon une direction principale. La portion d'impact est disposée dans le prolongement du corps selon la direction principale.
[0022] Le corps comprend une première portion d'extrémité et une deuxième portion d'extrémité pleines, reliées par une pluralité de bras, destinés à former une pluralité de cavité dans la pièce aéronautique ou dans son modèle en matériau éliminable.
[0023] Selon un aspect, la portion d'impact est disposée dans le prolongement de la première portion d'extrémité du corps. Par exemple, la première portion d'extrémité du corps est destinée à former une baignoire pour une aube de turbine. On entend par « baignoire » un creux formé au niveau d'une portion d'extrémité du noyau. La baignoire est également connue sous le terme « tip » en langue anglaise.
[0024] Selon un aspect, la portion d'impact s'étend continûment depuis le corps.
[0025] On comprend que l'au moins une paroi de déflexion s'étend dans le prolongement d'une paroi du corps. La frontière entre l'au moins une paroi de déflexion et la paroi du corps est donc lisse. En d'autres termes, la paroi du corps et l'au moins une paroi de déflexion ne forment pas d'épaulement, de rupture ou d'arrête vive.
[0026] Grâce à ces dispositions, la transition entre une section faible de la matière se solidifiant, c'est-à-dire dans la zone autour du noyau, et une section plus importante, c'est-à-dire dans une zone du dispositif de moulage où le noyau ne s'étend pas, par exemple aux extrémités du dispositif de moulage, est progressive. Ainsi, l'évolution des contraintes lors du refroidissement entre ces deux zones est également progressive. En outre, cette transition d'une section faible a une section plus importante est déplacée vers la portion d'impact, et donc hors de la matière se solidifiant destinée à former la pièce aéronautique. Ainsi, les défauts dans la matière dus aux fortes contraintes liées à la transition entre une section de matière faible et une section plus importante sont déplacés dans une zone qui ne fera pas partie de la pièce aéronautique.
[0027] Selon un aspect, le sommet est arrondi.
[0028] On comprend que le sommet est dérivable selon toutes les directions. En d'autres termes, le sommet n'est pas pointu, ne présente pas d'arrête vive. Par exemple, le sommet résulte d'une opération de rayonnage.
[0029] Grâce à ces dispositions, l'accumulation de contraintes est évitée. Toutefois, dans d'autres modes de réalisation, on pourrait envisager un sommet présentant une arrête vive.
[0030] Selon un aspect, la pente de l'au moins une paroi de déflexion dans au moins un plan normal à la base et passant par le sommet, de préférence tous plans normaux à la base et passant par le sommet, présente plusieurs valeurs.
[0031] Cela permet une évolution douce de la section de la matière et ainsi de limiter les contraintes exercées par la pièce en solidification.
[0032] On comprend que l'au moins une paroi de déflexion présente une courbure entre la base et le sommet.
[0033] Selon un aspect, la pente de l'au moins une paroi de déflexion est plus faible au voisinage du sommet que la pente au voisinage d'une base de la portion d'impact. Ainsi, la portion d'impact présente une forme bombée, sans pointe pouvant former une singularité, ce qui permet d'éviter une trop forte concentration de contraintes.
[0034] On comprend que la portion d'impact forme ainsi un dôme. Autrement dit, la portion d'impact est bombée. La tangente à l'au moins une paroi de déflexion sur une trajectoire allant de la base vers le sommet tend vers une direction parallèle à la base. En d'autres termes, la pente de l'au moins une paroi de déflexion décroît en direction du sommet. [0035] Selon un aspect, la portion d'impact possède une hauteur comprise entre 100% et 1000% de la largeur du noyau, de préférence entre 150% et 300% de la largeur de noyau. On entend par largeur du noyau, sa mesure la plus grande selon une direction perpendiculaire à la direction principale.
[0036] Selon un aspect, la portion d'impact possède une hauteur comprise entre 100% et 1000% de la largeur de la baignoire, de préférence entre 150% et 300% de la largeur de baignoire.
[0037] Selon un aspect, le corps et la portion d'impact sont formés d'un seul tenant.
[0038] Ainsi, le noyau est plus robuste et les risques que la portion d'impact se détache du corps du noyau sont limités.
[0039] Selon un aspect, le noyau comprend un logement de prise de côte ménagé dans la portion d'impact. Le logement de prise de côte permet de mesurer le retrait du noyau, et de vérifier le bon dimensionnement du noyau fabriqué.
[0040] Selon un aspect, la portion d'impact et le corps sont reliés au moins par une pluralité de tiges, par exemple en alumine. Les tiges permettent de créer des trous de dépoussiérage de l'aube.
[0041] Le présent exposé se rapporte en outre à un dispositif de moulage pour aube de turbine, comprenant :
- une moule définissant un logement interne, le logement interne comprenant une entrée de fluide ;
- un noyau conforme à l'un quelconque des aspects susmentionnés, disposé à l'intérieur du logement, la portion d'impact étant disposée en regard de l'entrée de fluide.
[0042] Grâce à ces dispositions, le jet lors de l'injection de matériau éliminable ou de la coulée de métal pour la fonderie de la pièce aéronautique est cassé avant d'atteindre la portion utile du noyau. [0043] On comprend que la portion d'impact est dirigée vers l'entrée de fluide de façon à ce que le jet de fluide arrive sur la portion d'impact. Autrement dit, le jet de fluide n'arrive pas forcément sur le sommet de la portion d'impact.
[0044] Le logement interne défini par le moule s'étend également selon la direction principale du noyau et comprend une première zone d'extrémité et une deuxième zone d'extrémité. La première zone d'extrémité comprend d'entrée de fluide. La portion d'impact est disposée dans la première zone d'extrémité.
[0045] Le présent exposé se rapporte en outre à un procédé de réalisation d'un noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique telle qu'une aube de turbine, le noyau étant destiné à être disposé dans un logement interne défini par un moule, le noyau comprenant un corps destiné à former la forme intérieure de la pièce aéronautique, une portion d'impact, disposée sur au moins une portion du pourtour du corps de façon à casser un jet de fluide lors du remplissage du logement interne par le fluide, la portion d'impact comprenant une base, un sommet et au moins une paroi de déflexion convergeant depuis la base vers le sommet, le procédé de réalisation du noyau comprenant les étapes suivantes :
- conception d'un modèle de noyau comprenant la fourniture du corps du noyau et la génération d'une portion d'impact, et
- fabrication du noyau sur la base du modèle.
[0046] Ces dispositions permettent d'obtenir le noyau décrit précédemment. En conséquence, tous les effets techniques susmentionnés sont applicables au présent procédé.
[0047] Selon un aspect, l'étape de génération de la portion d'impact comprend une sous-étape d'extrusion consistant à former un prisme à partir du corps, le prisme s'étendant depuis la base, et une sous étape de découpage du prisme. [0048] Grâce à ces dispositions, l'étape de génération de la portion d'impact est simple et rapide.
[0049] Selon un aspect, le découpage est réalisé selon une surface courbe.
[0050] Selon un aspect, l'étape de génération de la portion d'impact comprend en outre une sous-étape de rayonnage des arêtes vives après la sous-étape de découpage du prisme.
[0051] La sous-étape de rayonnage des arêtes permet d'éviter la présence d'arêtes vives.
[0052] Selon un aspect, l'étape de génération de la portion d'impact est réalisée par un logiciel de Conception Assistée par Ordinateur.
[0053] L'utilisation d'un logiciel de conception assistée par ordinateur permet, grâce au modèle numérique, de pouvoir générer un moule à partir du modèle numérique et ainsi de fabriquer le noyau par fonderie ou par fabrication additive, par exemple.
[0054] Par exemple, l'étape de génération de la portion d'impact est réalisée par une fonction du logiciel de Conception Assistée par Ordinateur, par exemple par la fonction dite « surface multisections », permettant de créer une surface passant par plusieurs courbes.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
[0055] L'objet du présent exposé et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples non limitatifs. Cette description se réfère aux dessins annexés, sur lesquels :
- la figure 1 représente un dispositif de moulage d'une aube de turbine comprenant un noyau de l'art antérieur ;
- la figure 2 représente un dispositif de moulage d'une aube de turbine comprenant le noyau selon le présent exposé ;
- la figure 3 représente un noyau selon le présent exposé ; - la figure 4 représente une vue rapprochée de la portion d'impact ;
- les figures 5A et 5B représentent différents modes de réalisation de la portion d'impact ;
- la figure 6 représente un mode de réalisation de la liaison entre le corps et la portion d'impact ;
- les figures 7A et 7B représentent d'autres modes de réalisation de la liaison entre le corps et la portion d'impact ;
- les figures 8A à 8C représentent des étapes de réalisation de la portion d'impact du noyau.
DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE L'INVENTION
[0056] La figure 2 représente un dispositif de moulage 1, adapté pour la fonderie d'aube de turbine dans cet exemple. Le dispositif de moulage 1 comprend un moule, ici une carapace de moulage 3, définissant un logement interne 5. En effet, les exemples de réalisation représentés sur les figures concernent plus particulièrement la coulée de métal dans un moule carapace. Le dispositif de moulage 1 comprend en outre un noyau 7 disposé à l'intérieur du logement interne 5.
[0057] Le noyau 7 a une forme allongée et s'étend selon une direction principale DP. Le logement interne 5 et donc la carapace de moulage 3, ont également une forme allongée et s'étendent selon la même direction principale DP. Ainsi, le logement interne 5 comprend une première zone d'extrémité 5A et une deuxième zone d'extrémité 5B.
[0058] Le logement interne 5 comprend une entrée de fluide 9, permettant la coulée de fluide dans le dispositif de moulage 1 de façon à mouler une aube de turbine. L'entrée de fluide 9 débouche sur la première zone d'extrémité 5A, sensiblement dans la direction principale DP.
[0059] Par exemple, le noyau 7 est constitué d'un matériau réfractaire par rapport au fluide coulé ou injecté. Par exemple, le noyau 7 est en céramique ou en métal à haut point de fusion, c'est-à-dire à un point de fusion supérieur à 1500°C.
[0060] Le noyau 7, représenté plus en détail en figure 3, comprend un corps 13 dont au moins une partie est destinée à former la forme intérieure de l'aube de turbine, autrement dit ses cavités internes, c'est-à- dire que l'au moins une partie du corps 13 constitue la portion utile du noyau 7. Le corps 13 a une forme allongée et s'étend selon la direction principale DP. Le corps 13 comprend une première portion d'extrémité 13 A, destinée à former la baignoire de l'aube de turbine et une deuxième portion d'extrémité 13B, destinée à former la cavité du pied d'aube de turbine. Les première et deuxième portions d'extrémité forment deux blocs reliés par une pluralité de bras 13C. Les bras 13C sont destinés à former les cavités de ventilation de l'aube.
[0061] Le noyau 7 comprend en outre une portion d'impact 15, disposée sur un côté du corps 13. Plus précisément, la portion d'impact 15 est disposée dans le prolongement de la première portion d'extrémité 13A du corps 13 selon la direction principale DP. Dans cet exemple, la première portion d'extrémité 13A du corps 13 est destinée à former la baignoire de l'aube de turbine. Ainsi, la portion d'impact 15 est disposée en regard de l'entrée de fluide 9 de façon à casser un jet de fluide lors de la coulée du fluide dans le dispositif de moulage 1.
[0062] La portion d'impact 15 comprend une base 21, un sommet 17 et une paroi de déflexion 19 convergeant depuis la base 21 vers le sommet 17, la paroi de déflexion 19 s'étendant dans le prolongement de la paroi du corps 13. Dans cet exemple, comme cela est visible sur la figure 2, le sommet 17 n'est pas disposé en face de l'entrée de fluide 9. Le jet de fluide est donc ici cassé par une partie latérale de la portion d'impact 15.
[0063] Dans le présent exemple, comme cela est visible sur la figure 2, le jet de fluide arrive par le bas du dispositif de moulage 1, c'est-à-dire que le jet de fluide arrive sensiblement dans le sens inverse du sens de la gravité. Autrement dit, la coulée est réalisée en source. La première zone d'extrémité 5A est donc disposée en bas du logement interne 5 selon la direction de la gravité. Toutefois, dans d'autres exemples de réalisation, l'entrée de fluide 9 pourrait être disposée en haut du logement interne 5, c'est-à-dire que le jet de fluide est dirigé dans le sens de la gravité. Dans ce cas, la portion d'impact est disposée en haut du dispositif de moulage, en regard de l'entrée de fluide.
[0064] La figure 2 représente également une chicane 10 qui débouche sur la première zone d'extrémité 5A. La chicane 10 sert de sélecteur de grain, permettant de diriger la solidification de la pièce aéronautique finale, qui est monocristalline ou colonnaire. Dans le cas d'une coulée de métal en source, la chicane peut également servir de système d'alimentation en métal, c'est-à-dire que la coulée se réalise également via la chicane 10.
[0065] Le sommet 17 présente une forme arrondie, dans l'exemple de réalisation représenté, visible sur les figures 3 et 4 par exemple. La hauteur entre la base 21 et le sommet 17 de la portion d'impact 15 selon la direction principale DP est d'environ 17 mm. La plus grande largeur de la portion d'impact 15, au sommet 17 est, par exemple, d'environ 6 mm.
[0066] Selon l'ensemble des plans normaux à la base 21 et passant par le sommet 17, la pente de la paroi de déflexion 19 présente plusieurs valeurs, décroissantes en approchant du sommet 17. La portion d'impact 15 présente donc une forme sensiblement de dôme. La tangente à la paroi de déflexion 19 au voisinage de la base 21 est généralement colinéaire à la direction principale DP, c'est-à-dire, dans l'exemple représenté, généralement verticale. En se dirigeant vers sommet 17, la tangente à la paroi de déflexion 19 s'incline par rapport à la direction principale. Au voisinage du sommet 17, la tangente à la paroi de déflexion 19 est généralement perpendiculaire à la direction principale DP, c'est-à-dire, dans l'exemple représenté, généralement horizontale.
[0067] La figure 3 montre la portion utile du noyau 1, entre les lignes pointillées. On voit que la portion d'impact est située en dehors de la portion utile du noyau 7. On voit également qu'une partie de la deuxième portion d'extrémité 13B est située en dehors de la portion utile du noyau 7. En effet, cette partie est engagée dans des éléments de réception de la carapace de moulage de façon à maintenir le noyau 7 en position lors de la coulée du fluide. Ces parties du noyau 7 disposée hors de la zone utile permettent de simplifier l'élimination du noyau de l'aube de turbine finale. En effet, lorsque la matière est solidifiée pour former l'aube de turbine, on dispose de plus de marge pour découper le métal tout en découpant également une partie du noyau 7. Comme une portion du noyau 7 est découpée, il est plus aisé, après le décochage chimique du noyau 7, de dépoussiérer l'aube de turbine moulée.
[0068] Le noyau 7 comprend deux logements de prise de côte 23. L'un des logements de prise de côte 23 est ménagé dans la portion d'impact 15. L'autre des logements de prise de côte 23 est disposé dans la deuxième portion d'extrémité 13B du corps 13. Les logements de prise de côte 23 permettent de vérifier le bon dimensionnement du noyau 7 lors de sa fabrication. Les logements de prise de côte 23 sont disposés hors de la zone utile.
[0069] Comme représenté en figure 3, le noyau comprend des tiges 24, par exemple en alumine, permettant en outre de créer des trous de dépoussiérage de l'aube de turbine. La première portion d'extrémité 13A du noyau 13 comprend des trous 25 débouchant sur les tiges 24 et permettant ainsi d'avoir accès aux tiges 24 depuis la première portion d'extrémité 13A.
[0070] La portion d'impact 15 et/ou la première portion d'extrémité 13A du corps 13 peut/peuvent être pleine(s), comme représenté en figure 5A. Toutefois, les contraintes sur le noyau 7 lors du refroidissement de la matière peuvent être importantes. Le noyau pourrait donc casser et la matière risque de voir apparaître des défauts de recristallisation.
[0071] Ainsi, il est également possible de prévoir que la portion d'impact 115 et/ou la première portion d'extrémité 113A du corps 113 soit/soient être creuse(s), comme représenté en figure 5B. Ainsi, lors du refroidissement de la matière, une portion de la paroi de déflexion 119 proche de la base 121 et/ou la paroi de la première portion d'extrémité 113A du corps 113 peut/peuvent se briser et ainsi soulager les contraintes dans la matière se solidifiant. La portion d'impact 115 et/ou la première portion d'extrémité 113A du corps 113 creuse(s) peut/peuvent être réalisée(s) par un procédé additif, en utilisant par exemple des inserts, éliminés lors de la cuisson du noyau 7.
[0072] Le corps 13 et la portion d'impact 15 peuvent être formés d'un seul tenant, de manière monobloc, par exemple injectés ou réalisés par fabrication additive ensemble. La portion d'impact 215 peut également être rapportée sur le noyau 7 et fixée par tout moyen, par exemple par soudage, collage, cofrittage ou assemblage. Par exemple, comme représenté en figure 6, la première portion d'extrémité 213A du corps 213 est creuse et forme un espace de fixation 229. La première portion d'extrémité 213A du noyau 213 comprend des plots 231 s'étendant selon la direction principale DP. Les plots 231 comprennent chacun une cavité centrale, s'étendant également selon la direction principale DP. La portion d'impact 215 comprend des baguettes 235 fixées à la base 21 et s'étendant selon la direction principale DP. Les baguettes 235 sont configurées pour s'insérer dans les cavités des plots 231. Un point de colle 239 est disposé au fond de chaque cavité et permet de retenir la portion d'impact 215 sur le corps 213. Cette configuration permet d'emprisonner la colle de façon à ce qu'elle ne contamine pas la matière. Afin d'éviter les contraintes sur les parois de l'espace de fixation 229 dues à une dilatation de l'air dans l'espace de fixation 229 lors de la coulée de fluide dans le dispositif de moulage, il est possible de mettre l'espace de fixation 29 sous vide.
[0073] Alternativement, comme représenté en figure 7A, au lieu d'être fixé par un point de colle, la portion d'impact 315 et le corps peuvent être fixés par une pluralité les tiges 324. Dans cet exemple de réalisation, les tiges 324 s'étendent au travers de chacun des plots 331 et des baguettes 335. Dans cet exemple, les baguettes 335 sont toujours insérées dans les cavités des plots 331.
[0074] En revanche, dans une variante à cet exemple représentée en figure 7B, les plots 431 et les baguettes 435 ne coopèrent pas et sont reliées uniquement par l'intermédiaire des tiges 424. La rugosité des tiges 424 assure alors le maintien de la portion d'impact 415 sur le corps 413.
[0075] Le noyau 7 est réalisé à partir d'un modèle qui sert ensuite à la fabrication réelle du noyau 7. Le modèle est généralement numérique et réalisé par Conception Assistée par Ordinateur (CAO). La conception de ce modèle va maintenant être décrite en référence aux figures 8A, 8B et 8C.
[0076] Tout d'abord, on procède à l'extrusion d'un prisme à partir d'un modèle de corps du noyau, qui est fourni. Ce prisme est représenté en figure 8A. Le prisme est extrudé dans le prolongement de la paroi du modèle de corps du noyau. Ensuite, on procède au découpage du prisme, selon une courbe. Le prisme découpé est représenté en figure 8B.
[0077] Ensuite, on procède au rayonnage du prisme découpé. On rayonne les arêtes, de façon à obtenir une forme de dôme, comme représenté en figure 8C, et former ainsi le modèle de portion d'impact 15.
[0078] Ensuite, lorsque le modèle du noyau, et donc de sa portion d'impact est conçu, on réalise l'étape de fabrication du noyau. Le noyau est généralement fabriqué par injection à partir d'un moule. Le corps et le noyau peuvent également être fabriqué en deux parties, à partir de leur modèle respectif, et injectés séparément à l'aide de moules. [0079] Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, des modifications peuvent être apportées à ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims

REVENDICATIONS
1. Noyau pour la fonderie d'une pièce aéronautique telle qu'une aube de turbine, le noyau (7) étant destiné à être disposé dans un logement interne (5) défini par un moule (3), le noyau (7) comprenant :
- un corps (13) destiné à former la forme intérieure de la pièce aéronautique,
- une portion d'impact (15), destinée à former une portion sacrificielle qui sera coupée, disposée sur au moins une portion du pourtour du corps (13) de façon à casser un jet de fluide lors du remplissage du logement interne (5) par le fluide,
la portion d'impact (15) comprenant une base (21), un sommet (17) et au moins une paroi de déflexion (19) convergeant depuis la base (21) vers le sommet (17).
2. Noyau selon la revendication 1, dans lequel la portion d'impact (15) s'étend continûment depuis le corps (13). 3. Noyau selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le sommet (17) est arrondi.
4. Noyau selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la pente de l'au moins une paroi de déflexion (19) dans au moins un plan normal à la base (21) et passant par le sommet
(17), de préférence tous plans normaux à la base (21) et passant par le sommet (17), présente plusieurs valeurs.
5. Noyau selon la revendication 4, dans lequel la pente de l'au moins une paroi de déflexion (19) est plus faible au voisinage du sommet (17) que la pente au voisinage d'une base de la portion d'impact (15).
6. Noyau selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la portion d'impact (15) possède une hauteur comprise entre
100% et 1000% de la largeur du noyau (7), de préférence entre 150% et 300% de la largeur du noyau (7).
7. Noyau selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le corps (13) et la portion d'impact (15) sont formés d'un seul tenant.
8. Noyaux selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la portion d'impact (15) et le corps (13) sont reliés au moins par une pluralité de tiges.
9. Dispositif de fonderie (1) pour aube de turbine, comprenant :
- un moule (3) définissant un logement interne (5), le logement interne (5) comprenant une entrée de fluide (9) ;
- un noyau (7) conforme à l'une quelconque des revendications précédentes, disposé à l'intérieur du logement interne (5), la portion d'impact (15) étant disposée en regard de l'entrée de fluide (9).
10. Procédé de réalisation d'un noyau (7) pour la fonderie d'une pièce aéronautique telle qu'une aube de turbine, le noyau (7) étant destiné à être disposé dans un logement interne (5) défini par un moule (3), le noyau (7) comprenant un corps (13) destiné à former la forme intérieure de la pièce aéronautique, une portion d'impact (15), disposée sur au moins une portion du pourtour du corps (13) de façon à casser un jet de fluide lors du remplissage du logement interne par le fluide, la portion d'impact (15) comprenant une base, un sommet (17) et au moins une paroi de déflexion (19) convergeant depuis la base vers le sommet (17), le procédé de réalisation du noyau comprenant les étapes suivantes :
conception d'un modèle de noyau comprenant la fourniture du corps (13) du noyau (7), dont la géométrie correspond à la forme intérieure de la pièce aéronautique, et la génération d'une portion d'impact (15), et
fabrication du noyau sur la base du modèle.
11. Procédé selon la revendication 10, dans lequel l'étape de génération de la portion d'impact (15) comprend une sous-étape d'extrusion consistant à former un prisme à partir du corps, le prisme s'étendant depuis la base, et une sous étape de découpage du prisme.
12. Procédé selon la revendication 11, dans lequel, l'étape de génération de la portion d'impact comprend en outre une sous- étape de rayonnage des arêtes vives après la sous-étape de découpage du prisme.
13. Procédé selon l'une des revendications 10 à 12, dans lequel l'étape de génération de la portion d'impact est réalisée par un logiciel de Conception Assistée par Ordinateur.
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