EP4251855A1 - Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé - Google Patents

Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé

Info

Publication number
EP4251855A1
EP4251855A1 EP21820670.4A EP21820670A EP4251855A1 EP 4251855 A1 EP4251855 A1 EP 4251855A1 EP 21820670 A EP21820670 A EP 21820670A EP 4251855 A1 EP4251855 A1 EP 4251855A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
disc
rough bore
manufacturing
turbomachine
bore
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.)
Granted
Application number
EP21820670.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP4251855B1 (fr
Inventor
Arnaud Cyril LONGUET
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4251855A1 publication Critical patent/EP4251855A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP4251855B1 publication Critical patent/EP4251855B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/08—Metallic material containing only metal elements
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/18—After-treatment
    • 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
    • F01D5/34—Rotor-blade aggregates of unitary construction, e.g. formed of sheet laminae
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • 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
    • 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
    • F05D2230/22—Manufacture essentially without removing material by sintering
    • 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
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • 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
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F05D2230/313—Layer deposition by physical vapour deposition
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/177—Ni - Si alloys

Definitions

  • TITLE Process and device for manufacturing a bi-material turbomachine disc and disc obtained by this process
  • the present invention relates to a method of manufacturing a bi-material turbomachine disc, the central zone of which is made of a first material and the circumference zone is made of a second material.
  • the invention also relates to a manufacturing device implementing this process and a bi-material disk obtained by this process.
  • the invention finds applications in the field of aeronautics and, in particular, in the field of the manufacture of turbine or turbomachine compressor discs.
  • turbomachine disks in a single-crystal or directional solidification material which has the advantage of being more resistant to high temperatures than conventional equiaxed alloys and, in particular, of being resistant in creep.
  • monocrystalline discs would exhibit anisotropic material properties.
  • the applicant proposes a method for manufacturing a bi-material turbomachine disc, the central zone of which is produced in a first fatigue-resistant material and the circumferential zone is made of a second creep-resistant material with a columnar or monocrystalline solidification structure.
  • the invention relates to a method for manufacturing a bi-material turbomachine disk, comprising the following operations: supplying a rough bore made of a first material, mounting the rough bore around an axis of rotation of a rotating device, rotating the rough bore, projecting a second material under solidification conditions generating a columnar or monocrystalline microstructure, different from the first material, onto an outer surface of the rough boring to obtain a bi-material part, and machining the bi-material part to obtain a turbomachine disc.
  • This manufacturing method makes it possible to form, around a rough bore in conventional material, a circumferential zone in a material with high resistance to high temperatures, the rough bore subjected to a relatively low temperature being resistant to fatigue and the circumferential zone subjected to high temperatures being resistant to creep.
  • the disk manufacturing method may have one or more additional characteristics among the following, considered individually or according to all technically possible combinations :
  • the second material is a nickel-based monocrystalline material in powder form.
  • the projection operation includes laser projection of the monocrystalline material by making at least one hole in the outer surface of the rough bore, inserting a seed of monocrystalline material therein and melting said seed in order to orient the crystal formed.
  • the second material is a directed solidification material in powder form.
  • the rough bore has a circular section.
  • the second material is projected by a projection device in a direction perpendicular to a tangent to the outer surface of the rough bore.
  • a junction between the rough bore and the second material is located in an intermediate zone between a central bore of the disc and a rim of said disc. after machining the bi-material disc, said disc is subjected to a hot isostatic compression treatment.
  • Another aspect of the invention relates to a device for manufacturing a bi-material turbomachine disc comprising a spraying device, provided with a second material spraying nozzle and controlled by a control device, said device manufacturing being characterized in that it implements the method as defined above.
  • the spray nozzle of this device is oriented perpendicular to a tangent to the outer surface of the rough bore.
  • a two-material turbomachine disc characterized in that it is obtained by the process as defined above, said disc comprising a central zone formed in the first material and a circumferential zone formed in the second material and in which the grains or crystals of the second material are oriented in a radial direction.
  • Figure 1 shows, in the form of a functional diagram, different operations of an embodiment of the manufacturing method according to the invention
  • FIG. 2 represents a schematic view of a device for manufacturing a turbomachine disc according to one embodiment of the invention
  • Figure 3 shows a perspective view of an example of a turbomachine disk made with the method of Figure 1;
  • Figure 4 shows a perspective view of an example of bladed disc made with the method of Figure 1.
  • FIG. 1 An example of an embodiment of the method 100 for manufacturing a bi-material turbomachine disc according to the invention is shown in Figure 1.
  • This method 100 consists in applying, by means of a device of projection 200, an example of which is shown in Figure 2, a material with high creep resistance 340 on the circumference 350 of a rough bore 320.
  • the rough bore 320 is a part, for example of circular section, produced using a traditional technique, in a metallic material or a conventional alloy usually used in the field of turbomachine discs.
  • This material, called first material can for example be inco718®, R65®, TAD730®, N18®, or any other alloy for forged discs conventionally used in the field of manufacturing turbine engine discs.
  • This rough bore 320 can be a new part intended to be transformed into a disc by the method according to the invention; as a variant, this rough bore 320 can be a turbomachine disk, the damaged circumference of which is reconstituted by applying a creep-resistant material according to the method of the invention.
  • the method 100 includes a step 110 of supplying the rough bore and choosing the material to be projected on the circumference of said rough bore 320.
  • This material can be, for example , a nickel-based monocrystalline material, a ceramic or a directed solidification material.
  • a monocrystalline material is a solid material, for example a metal or an alloy, consisting of a single crystal, formed from a single seed, or crystal.
  • a material with directed solidification is a metal or an alloy whose crystals extend, during the solidification phase, along a predefined direction.
  • the term “second material” will be used to speak indiscriminately of monocrystalline material or material with directed solidification, given that these two materials have improved creep properties compared to the first material in which the crude is formed. bore.
  • the second material is applied layer by layer on the circumference of the rough bore 320.
  • the rough bore 320 is mounted around an axis of rotation 360 of a rotating device (Step 120 of Figure 1) and driven in rotation (Step 130 of Figure 1) by said rotating device, as represented by the arrow R in Figure 2.
  • the axis of rotation 360 is an axis parallel to the axis transverse passing through the center of the disc.
  • a projection device 200 projects the second material onto the periphery, or circumference, of said rough bore at a predetermined speed to allow the deposition of a layer of a predetermined thickness around the circumference of said rough bore.
  • This projection step 140 of the second material 240 is carried out by means of a device for projection 200 such as that represented in FIG. 2.
  • This projection device 200 can be, for example, a laser device 210, equipped with a nozzle 230 ensuring the projection of the second material with a chosen orientation.
  • the laser device 210 is connected to a control device 220 which ensures the command and control of the parameters of the laser device 210, such as the speed, the flow rate and/or the heating temperature of the second material.
  • the laser device 210 can be, for example, the laser device described in patent application FR 2 874 624 or any other laser device suitable for projecting a material in a chosen direction.
  • the rough bore 320 is driven in a continuous rotational movement, at a predetermined speed and adapted to the flow of the second material exiting the nozzle 230 of the projection device.
  • the second material whether monocrystalline or directed solidification, is in the form of a homogeneous powder 240, projected in the direction of the circumference of the rough bore 320, in the same axis AA as the laser beam 212.
  • This powder 240 is melted by the laser beam and is transformed, in contact with the heated rough bore 320, into a fluid bead 340.
  • Several thicknesses of the bead 340 can be applied on top of each other and/or next to each other. others to form a uniform layer on the circumference, or outer surface, of the rough bore 320.
  • the bead 340 has a thickness determined according to the parameters of the projection device and the second material; this thickness may, for example, be of the order of 1 mm.
  • the powder 240 of the second material is transformed into a bead 340 in contact with the rough bore 320.
  • the rough bore 320 is heated by a heating device, not visible on the figures, positioned close to said rough bore.
  • This heating device may be, for example, a heating plate mounted inside the rough bore or in the immediate vicinity of part of the outer surface of the rough bore receiving the powder, that is to say substantially to the right of the nozzle 230.
  • the heating device can be associated with one or more heat control devices, such as for example a thermal sensor, a thermal camera, a pyrometer, etc., so that the heating device can be thermally enslaved.
  • the powder 240 of second material is transformed into a fluid bead 340 capable of adhering to the circumferential zone of said rough bore 320.
  • the zone of circumference of the rough bore thus increases little by little, in thickness and/or in width, with each new layer of bead 340.
  • the powder 240 is a powder of the selected monocrystalline material.
  • a seed (piece of single crystal material oriented in the desired direction) is placed (into a hole, in the outer surface of the rough bore, where it is re-melted by the laser during the projection of the powder of the monocrystalline material.
  • the monocrystalline material has different mechanical properties depending on the angle, the process makes it possible to generate a curved monocrystal, that is to say with a weak local disorientation, which allows to have the main axis of the monocrystal oriented along the radius of the disc
  • the circumferential zone 350 in monocrystalline material is therefore a zone with high resistance to high temperatures and, in particular, to creep.
  • the powder 240 is a powder of a material with directed solidification such as, for example, the DS200 alloy.
  • the directed solidification material is projected by the projection device, for example a laser device, onto the outer surface of the rough bore where it is transformed into a bead 340.
  • the directed solidification material is a anisotropic material whose properties are not the same in all directions. However, the properties of this material in an axial/tangential plane (AA-Tg), that is to say in the direction of the grains of the material and therefore the direction of solidification, are relatively close to those of crude oil. bore.
  • the creep resistance properties of the directional solidification material are better than with a conventional equiaxed material and the connection between the rough bore 320 and the zone 350 of circumference in material with directed solidification is greater than that obtained with a monocrystalline material.
  • the powder 240 is projected onto the rough bore 320 with a predefined orientation. As shown in Figure 2, the powder 240 is projected along a direction AA, perpendicular to the tangent Tg of the circumference of the rough bore 320.
  • the projection of the second material along this direction AA makes it possible to position each grain or crystal of the material along a radial direction of the disk.
  • each grain of the second material is deposited along a radius r of the disc so that the area of circumference 350 of the crude bore becomes a zone with optimum creep properties, the central zone of the disc retaining the optimum fatigue properties of conventional materials.
  • the disc 300 manufactured according to the method of the invention thus has a temperature gradient extending from the center of the disc towards the circumference of said disc, the grains or crystals of the circumference zone being arranged in the same direction as this temperature gradient.
  • a bi-material part is obtained according to any one of the embodiments of the process described above, this part can be machined (step 150 of FIG. 1) in order to obtain a turbomachine disk.
  • the part obtained is a bi-material part comprising a central zone in first material and a circumference zone in second material.
  • This part can then be machined, like any turbomachine disc, by any known machining technique.
  • the disc obtained can be a disc 300 equipped with a blade attachment system, as shown in Figure 3, or a one-piece bladed disc 400, as shown in Figure 4.
  • the disc and the blades can be machined in the bi-material part so that the blades, which are the elements most subject to high temperatures, are also made of the second material.
  • This type of machining saves mass, not only at the level of the blades, but also at the level of the disc since the mass to be carried is less. It also eliminates the need for mechanical connections between the blades and the disc.
  • the disc 300, 400 obtained at the end of the machining step 150 can, like any turbomachine disc, undergo a treatment intended to improve or optimize its intrinsic properties.
  • the disk 300, 400 can undergo a Hot Isostatic Compression treatment (more simply called CIC treatment) to remove any porosities on the surface of the disk and thus optimize the properties of the first and second materials. .
  • the disc obtained with the method according to the invention consists of two distinct materials forming several areas of the disc: a central zone 351, corresponding at least in part to the rough bore, located in the vicinity of the transverse axis BB of the disc and formed in one of the first materials usually used for the manufacture of turbomachine discs; a rim 352 formed by the circumferential zone of second material; and a fabric 354, or intermediate zone, located between the rim 352 and the central zone 251 .
  • the bore is the part least exposed to high temperatures, unlike the rim - and even more so the blades - which are parts very exposed to high temperatures.
  • the rim can be exposed to a maximum temperature of 750°C while the blade can be exposed to a maximum temperature of 1150°C.
  • the central zone 351 is the least hot part of the disc, it can be formed from a conventional material and thus has good fatigue strength.
  • the rim 352 being the part of the disc most exposed to high temperatures, it is advantageous for it to be made of a second material.
  • the junction 353 between the first material and the second material can, for example, be housed in the canvas 354, as shown in FIG. 3, since the canvas 354 is the part of the disc that is less stressed mechanically. Indeed, the junction between the two materials being a weak point of the structure, it is preferable to place it in an area that is not very stressed by the loads, such as the fabric for example.
  • the method of manufacturing a bi-material disc according to the invention comprises various variants, modifications and improvements which will become evident in skilled in the art, it being understood that these variants, modifications and improvements fall within the scope of the invention.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi- matière et disque obtenu par ce procédé Un aspect de l'invention concerne un procédé de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière, comportant les opérations suivantes : fournir un brut d'alésage réalisé dans un premier matériau, monter le brut d'alésage autour d'un axe de rotation d'un dispositif tournant, mettre en rotation le brut d'alésage, projeter un second matériau dans des conditions de solidification générant une microstructure colonnaire ou monocristalline, différent du premier matériau, sur une surface extérieure du brut d'alésage pour obtenir une pièce bi-matière, et usiner la pièce bi-matière pour obtenir un disque de turbomachine. Un deuxième aspect de l'invention concerne un dispositif de mise en œuvre de ce procédé. Un troisième aspect de l'invention concerne un disque de turbomachine réalisé par ce procédé.

Description

DESCRIPTION
TITRE : Procédé et dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé
DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION
[0001] La présente invention concerne un procédé de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière, dont la zone centrale est réalisée dans un premier matériau et la zone de circonférence est réalisée dans un second matériau. L’invention concerne également un dispositif de fabrication mettant en œuvre ce procédé et un disque bi-matière obtenu par ce procédé.
[0002] L’invention trouve des applications dans le domaine de l’aéronautique et, notamment, dans le domaine de la fabrication des disques de turbine ou de compresseur de turbomachine.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION
[0003] Il est connu, en aéronautique, que les moteurs d’aéronef, ou turbomachines, sont de plus en plus performants. En conséquence, la température au sein de certains éléments des turbomachines a tendance à augmenter. C’est le cas notamment des disques de turbine et de compresseur des turbomachines. Sous l’effet de cette chaleur croissante, les disques, généralement à base de matériaux base nickel équiaxes, voient leurs propriétés diminuées à mesure que les températures augmentent. Ils deviennent, en particulier, sensibles au fluage, c'est-à-dire qu’ils ont tendance à se déformer de manière irréversible, ce qui nuit au fonctionnement de la turbine ou du compresseur et donc de la turbomachine.
[0004] Pour limiter les effets néfastes de ces hautes températures, il est connu de refroidir les éléments chauds d’une turbomachine au moyen d’un flux d’air de refroidissement. Il est connu, par exemple, de refroidir les disques d’une turbine en prélevant de l’air de refroidissement à des endroits dits « froids » de la turbomachine et d’injecter cet air de refroidissement à proximité des disques de la turbine pour les refroidir. Cependant, le prélèvement d’air de refroidissement a pour effet de diminuer le rendement de la turbomachine.
[0005] Pour conserver un rendement optimal des turbomachines, de nouveaux alliages, plus résistants à la montée en températures, sont en cours de développement et permettront de gagner au maximum 100°C sur les températures maximum d’utilisation.
[0006] Il a été envisagé également de fabriquer les disques de turbomachine dans un matériau monocristallin ou à solidification dirigée qui présente l’avantage d’être plus résistant aux hautes températures que les alliages classiques équiaxes et, en particulier, d’être résistant en fluage. Cependant, de tels disques monocristallins présenteraient des propriétés matériaux anisotropes.
[0007] Il existe donc un réel besoin d’un procédé permettant de fabriquer des disques de turbomachines ayant à la fois une bonne résistance au fluage et une bonne résistance en fatigue, et dont la technique de fabrication reste proche des techniques connues afin d’en limiter le coût de fabrication.
RESUME DE L’INVENTION
[0008] Pour répondre aux problèmes évoqués ci-dessus de la tenue en fluage et à la fatigue des disques de turbomachine, le demandeur propose un procédé de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière dont la zone centrale est réalisée dans un premier matériau résistant à la fatigue et la zone de circonférence est réalisée dans un second matériau résistant au fluage avec une structure de solidification colonnaire ou monocristalline.
[0009] Selon un premier aspect, l’invention concerne un procédé de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière, comportant les opérations suivantes : fournir un brut d’alésage réalisé dans un premier matériau, monter le brut d’alésage autour d’un axe de rotation d’un dispositif tournant, mettre en rotation le brut d’alésage, projeter un second matériau dans des conditions de solidification générant une microstructure colonnaire ou monocristalline, différent du premier matériau, sur une surface extérieure du brut d’alésage pour obtenir une pièce bi-matière, et usiner la pièce bi-matière pour obtenir un disque de turbomachine.
[0010] Ce procédé de fabrication permet de former, autour d’un brut d’alésage en matériau classique, une zone de circonférence en un matériau à forte résistance aux hautes températures, le brut d’alésage soumis à une température relativement peu élevée étant résistant à la fatigue et la zone de circonférence soumise à de hautes températures étant résistante en fluage.
[0011] Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans le paragraphe précédent, le procédé de fabrication de disque selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : le second matériau est un matériau monocristallin base nickel sous forme de poudre. l’opération de projection comporte une projection laser du matériau monocristallin en réalisant au moins un trou dans la surface extérieure du brut d’alésage, en y insérant un germe de matériau monocristallin et en faisant fondre ledit germe afin d’orienter le cristal formé. le second matériau est un matériau à solidification dirigée sous forme de poudre. le brut d’alésage présente une section circulaire. le second matériau est projeté par un dispositif de projection suivant une direction perpendiculaire à une tangente de la surface extérieure du brut d’alésage. une jonction entre le brut d’alésage et le second matériau est localisée dans une zone intermédiaire entre un alésage central du disque et une jante dudit disque. après usinage du disque bi-matière, ledit disque est soumis à un traitement de compression isostatique à chaud.
[0012] Un autre aspect de l’invention concerne un dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière comportant un dispositif de projection, muni d’une buse de projection de second matériau et contrôlé par un dispositif de pilotage, ledit dispositif de fabrication étant caractérisé en ce qu’il met en œuvre le procédé tel que défini ci-dessus.
[0013] Avantageusement, la buse de projection de ce dispositif est orientée perpendiculairement à une tangente de la surface extérieure du brut d’alésage. [0014] Un autre aspect de l’invention concerne un disque de turbomachine bi- matière, caractérisé en ce qu’il est obtenu par le procédé tel que défini ci-dessus, ledit disque comportant une zone centrale formée dans le premier matériau et une zone de circonférence formée dans le second matériau et dans laquelle les grains ou cristaux du second matériau sont orientés suivant une direction radiale.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
[0015] D’autres avantages et caractéristiques de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui suit, illustrée par les figures dans lesquelles :
[0016] La figure 1 représente, sous la forme d’un diagramme fonctionnel, différentes opérations d’un mode de réalisation du procédé de fabrication selon l’invention ;
[0017] La figure 2 représente une vue schématique d’un dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention ;
[0018] La figure 3 représente une vue en perspective d’un exemple de disque de turbomachine réalisé avec le procédé de la figure 1 ; et
[0019] La figure 4 représente une vue en perspective d’un exemple de disque aubagé réalisé avec le procédé de la figure 1 .
DESCRIPTION DETAILLEE
[0020] Un exemple de réalisation d’un procédé et d’un dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine, dont la zone centrale et la zone de circonférence sont réalisées dans des matériaux différents, est décrit en détail ci-après, en référence aux dessins annexés. Cet exemple illustre les caractéristiques et avantages de l'invention. Il est toutefois rappelé que l'invention ne se limite pas à cet exemple.
[0021] Sur les figures, les éléments identiques sont repérés par des références identiques. Pour des questions de lisibilité des figures, les échelles de taille entre éléments représentés ne sont pas respectées.
[0022] Un exemple d’un mode de réalisation du procédé 100 de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière selon l’invention est représenté sur la figure 1. Ce procédé 100 consiste à appliquer, au moyen d’un dispositif de projection 200 dont un exemple est représenté sur la figure 2, un matériau à forte résistance au fluage 340 sur la circonférence 350 d’un brut d’alésage 320. [0023] Le brut d’alésage 320 est une pièce, par exemple de section circulaire, réalisée selon une technique traditionnelle, dans un matériau métallique ou un alliage classique utilisé habituellement dans le domaine des disques de turbomachine. Ce matériau, appelé premier matériau, peut être par exemple de l’inco718 ®, du R65 ®, de TAD730 ®, du N18 ®, ou tout autre alliage pour disque forgé utilisé classiquement dans le domaine de la fabrication des disques de turbomachines. Ce brut d’alésage 320 peut être une pièce neuve destinée à être transformée en un disque par le procédé selon l’invention ; en variante, ce brut d’alésage 320 peut être un disque de turbomachine dont la circonférence abîmée est reconstituée par application d’un matériau résistant au fluage selon le procédé de l’invention.
[0024] Dans l’exemple de la figure 1 , le procédé 100 comporte une étape 110 de fourniture du brut d’alésage et de choix du matériau à projeter sur la circonférence dudit brut d’alésage 320. Ce matériau peut être, par exemple, un matériau monocristallin base nickel, une céramique ou un matériau à solidification dirigée. Un matériau monocristallin est un matériau solide, par exemple un métal ou un alliage, constitué d'un unique cristal, formé à partir d'un seul germe, ou cristal. Un matériau à solidification dirigée est un métal ou un alliage dont les cristaux s’étendent, lors de la phase de solidification, suivant une direction prédéfinie. Dans la description, le terme « second matériau » sera employé pour parler indifféremment de matériau monocristallin ou de matériau à solidification dirigée, étant donné que ces deux matériaux présentent des propriétés en fluage améliorées par rapport au premier matériau dans lequel est formé le brut d’alésage.
[0025] Selon l’invention, le second matériau est appliqué couche par couche sur la circonférence du brut d’alésage 320. Pour cela, le brut d’alésage 320 est monté autour d’un axe de rotation 360 d’un dispositif tournant (étape 120 de la figure 1) et entraîné en rotation (étape 130 de la figure 1) par ledit dispositif tournant, comme représenté par la flèche R sur la figure 2. L’axe de rotation 360 est un axe parallèle à l’axe transversal passant par le centre du disque.
[0026] Pendant que le brut d’alésage 320 tourne (étape 130), un dispositif de projection 200 projette le second matériau sur la périphérie, ou circonférence, dudit brut d’alésage à une vitesse prédéterminée pour permettre le dépôt d’une couche d’une épaisseur prédéterminée sur la circonférence dudit brut d’alésage. Cette étape de projection 140 du second matériau 240 est réalisée au moyen d’un dispositif de projection 200 tel que celui représenté sur la figure 2. Ce dispositif de projection 200 peut être, par exemple, un dispositif laser 210, équipé d’une buse 230 assurant la projection du second matériau avec une orientation choisie. Le dispositif laser 210 est connecté à un dispositif de pilotage 220 qui assure la commande et le contrôle des paramètres du dispositif laser 210, comme la vitesse, le débit et/ou la température de chauffe du second matériau. Le dispositif laser 210 peut être, par exemple, le dispositif laser décrit dans la demande de brevet FR 2 874 624 ou tout autre dispositif laser adapté à la projection d’un matériau suivant une direction choisie.
[0027] Selon certains modes de réalisation, le brut d’alésage 320 est entraîné dans un mouvement de rotation continu, à une vitesse prédéterminée et adaptée au flux du second matériau sortant de la buse 230 du dispositif de projection. Le second matériau, qu’il soit monocristallin ou à solidification dirigée, se présente sous la forme d’une poudre 240 homogène, projetée en direction de la circonférence du brut d’alésage 320, dans le même axe AA que le faisceau laser 212. Cette poudre 240 est fondue par le faisceau laser et se transforme, au contact du brut d’alésage 320 chauffé, en un cordon fluide 340. Plusieurs épaisseurs du cordon 340 peuvent être appliquées les unes sur les autres et/ou les unes à côté des autres pour former une couche uniforme sur la circonférence, ou surface extérieure, du brut d’alésage 320. Le cordon 340 présente une épaisseur déterminée en fonction des paramètres du dispositif de projection et du second matériau ; cette épaisseur peut, par exemple être de l’ordre de 1 mm.
[0028] Comme expliqué ci-dessus, la poudre 240 du second matériau se transforme en un cordon 340 au contact du brut d’alésage 320. Pour cela, le brut d’alésage 320 est chauffé par un dispositif de chauffage, non visible sur les figures, positionné à proximité dudit brut d’alésage. Ce dispositif de chauffage peut être, par exemple, une platine chauffante montée à l’intérieur du brut d’alésage ou à proximité immédiate de partie de la surface extérieure du brut d’alésage recevant la poudre, c'est-à-dire sensiblement au droit de la buse 230. Le dispositif de chauffage peut être associé à un ou plusieurs dispositifs de contrôle de la chaleur, comme par exemple un capteur thermique, une caméra thermique, un pyromètre, etc., de sorte que le dispositif de chauffage puisse être asservi thermiquement. Ainsi, en présence du brut d’alésage chauffé, la poudre 240 de second matériau se transforme en un cordon fluide 340 apte à adhérer à la zone de circonférence dudit brut d’alésage 320. La zone de circonférence du brut d’alésage croît ainsi peu à peu, en épaisseur et/ou en largeur, à chaque nouvelle couche de cordon 340.
[0029] Dans certains modes de réalisation, la poudre 240 est une poudre du matériau monocristallin choisi. Dans ces modes de réalisation, un germe (morceau de matière monocristalline orientée dans la direction souhaitée) est placé (dans un trou, dans la surface extérieure du brut d’alésage, où il est re-fondu par le laser lors de la projection de la poudre du matériau monocristallin. Bien que le matériau monocristallin ait des propriétés mécaniques différentes selon l’angle, le procédé permet de générer un monocristal courbe, c’est-à-dire avec une désorientation locale faible, qui permet d’avoir l’axe principal du monocristal orienté selon le rayon du disque. La zone 350 de circonférence en matériau monocristallin est donc une zone à forte résistance aux hautes températures et, en particulier, au fluage.
[0030] Dans certains autres modes de réalisation, la poudre 240 est une poudre d’un matériau à solidification dirigée comme par exemple l’alliage DS200. Dans ces modes de réalisation, le matériau à solidification dirigée est projeté par le dispositif de projection, par exemple un dispositif laser, sur la surface extérieure du brut d’alésage où il se transforme en un cordon 340. Le matériau à solidification dirigée est un matériau anisotrope dont les propriétés ne sont pas les mêmes dans toutes les directions. Toutefois, les propriétés de ce matériau dans un plan axial/tangentiel (AA- Tg), c'est-à-dire dans le sens des grains du matériau et donc le sens de la solidification, sont relativement proches de celles du brut d’alésage. Ainsi, même si les propriétés de résistance au fluage sont moindres par rapport au matériau monocristallin, les propriétés de résistance en fluage du matériau à solidification dirigée sont meilleures qu’avec un matériau équiaxe classique et la liaison entre le brut d’alésage 320 et la zone 350 de circonférence en matériau à solidification dirigée est supérieure à celle obtenue avec un matériau monocristallin.
[0031] Quel que soit le matériau choisi, la poudre 240 est projetée sur le brut d’alésage 320 avec une orientation prédéfinie. Comme représenté sur la figure 2, la poudre 240 est projetée suivant une direction AA, perpendiculaire à la tangente Tg de la circonférence du brut d’alésage 320. La projection du second matériau suivant cette direction AA permet de positionner chaque grain ou cristal du matériau suivant une direction radiale du disque. Autrement dit, chaque grain du second matériau est déposé suivant un rayon r du disque de sorte que la zone de circonférence 350 du brut d’alésage devient une zone avec des propriétés en fluage optimales, la zone centrale du disque conservant les propriétés en fatigue optimales des matériaux classiques.
[0032] Le disque 300 fabriqué selon le procédé de l’invention présente ainsi un gradient de température s’étendant du centre du disque vers la circonférence dudit disque, les grains ou cristaux de la zone de circonférence étant disposés selon la même direction que ce gradient de température.
[0033] Lorsqu’une pièce bi-matière est obtenue selon l’un quelconque des modes de réalisation du procédé précédemment décrit, cette pièce peut être usinée (étape 150 de la figure 1 ) afin d’obtenir un disque de turbomachine. En effet, à la fin de l’étape 140 de projection du second matériau sur le brut d’alésage, la pièce obtenue est une pièce bi-matière comportant une zone centrale en premier matériau et une zone de circonférence en second matériau. Cette pièce peut alors être usinée, comme n’importe quel disque de turbomachine, par n’importe quelle technique d’usinage connue. Le disque obtenu peut être un disque 300 équipé d’un système d’accroche des aubes, comme représenté sur la figure 3, ou un disque aubagé monobloc 400, comme représenté sur la figure 4. En effet, si les dimensions de la pièce bi-matière sont suffisamment grandes, le disque ainsi que les aubes peuvent être usinés dans la pièce bi-matière de sorte que les aubes, qui sont les éléments les plus soumis aux hautes températures, sont également réalisées dans le second matériau. Un tel mode d’usinage permet un gain de masse, non seulement au niveau des aubes, mais aussi au niveau du disque puisque la masse à porter est moindre. Il permet en outre de s’affranchir des liaisons mécaniques entre les aubes et le disque.
[0034] Le disque 300, 400 obtenu à la fin de l’étape 150 d’usinage peut, comme tout disque de turbomachine, subir un traitement destiné à améliorer ou optimiser ses propriétés intrinsèques. Par exemple, comme représenté sur la figure 1 , le disque 300, 400 peut subir un traitement de Compression Isostatique à Chaud (appelé plus simplement traitement CIC) pour supprimer les éventuelles porosités en surface du disque et ainsi optimiser les propriétés des premier et second matériaux.
[0035] Comme expliqué précédemment, le disque obtenu avec le procédé selon l’invention, comme le disque 300 représenté sur la figure 3 ou le disque aubagé 400 représenté sur la figure 4, est constitué de deux matériaux distincts formant plusieurs zones du disque : une zone centrale 351 , correspondant au moins en partie au brut d’alésage, située au voisinage de l’axe transversal BB du disque et formée dans l’un des premiers matériaux utilisés habituellement pour la fabrication des disques de turbomachine ; une jante 352 formée par la zone de circonférence en second matériau ; et une toile 354, ou zone intermédiaire, située entre la jante 352 et la zone centrale 251 .
[0036] Il est connu dans le domaine des turbomachines que l’alésage est la partie la moins exposée aux hautes températures, au contraire de la jante - et plus encore des aubes - qui sont des parties très exposées aux hautes températures. Par exemple, en utilisation normale, la jante peut être exposée à une température maximale de 750°C tandis que l’aube peut être exposée à une température maximale de 1150°C. La zone centrale 351 étant la partie du disque la moins chaude, elle peut être formée dans un matériau classique et présente ainsi une bonne résistance en fatigue. Au contraire, la jante 352 étant la partie du disque la plus exposée aux hautes températures, il est avantageux qu’elle soit réalisée dans un second matériau. La jonction 353 entre le premier matériau et le second matériau peut, par exemple, être logée dans la toile 354, comme montré sur la figure 3, puisque la toile 354 est la partie du disque la moins sollicitée mécaniquement. En effet, la jonction entre les deux matériaux étant un point faible de la structure, il est préférable de la placer dans une zone peu sollicitée par les charges comme par exemple la toile.
[0037] Bien que décrit à travers un certain nombre d'exemples, variantes et modes de réalisation, le procédé de fabrication d’un disque bi-matière selon l’invention comprend divers variantes, modifications et perfectionnements qui apparaîtront de façon évidente à l'homme du métier, étant entendu que ces variantes, modifications et perfectionnements font partie de la portée de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
[Revendication 1] Procédé de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière (300, 400), comportant les opérations suivantes :
- fournir (110) un brut d’alésage (320) réalisé dans un premier matériau,
- installer (120) le brut d’alésage autour d’un axe de rotation (360) d’un dispositif tournant,
- mettre en rotation le brut d’alésage (130),
- projeter (140) un second matériau dans des conditions de solidification générant une microstructure colonnaire ou monocristalline, différent du premier matériau, sur une surface extérieure (350) du brut d’alésage pour obtenir une pièce bi-matière, et
- usiner (150) la pièce bi-matière pour obtenir un disque de turbomachine (300, 400).
[Revendication 2] Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le second matériau est un matériau monocristallin base nickel sous forme de poudre.
[Revendication 3] Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l’opération de projection (140) consiste en une projection laser du matériau monocristallin en réalisant au moins un trou dans la surface extérieure du brut d’alésage (320), en y insérant un germe de matériau monocristallin et en faisant fondre ledit germe.
[Revendication 4] Procédé selon la revendication 1 , caractérisé en ce que le second matériau est un matériau à solidification dirigée sous forme de poudre.
[Revendication 5] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le brut d’alésage (320) présente une section circulaire.
[Revendication 6] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que le second matériau est projeté par un dispositif de projection
(210) suivant une direction (AA) perpendiculaire à une tangente (Tg) de la surface extérieure du brut d’alésage.
[Revendication 7] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu’une jonction (353) entre le brut d’alésage (320) et le second matériau (340) est localisée dans une zone intermédiaire entre une zone centrale (351 ) du disque et une jante (352) dudit disque.
[Revendication 8] Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que, après usinage du disque bi-matière, ledit disque (300, 400) est soumis à un traitement de compression isostatique à chaud.
[Revendication 9] Dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière comportant un dispositif de projection (210), muni d’une buse (230) de projection du second matériau et contrôlé par un dispositif de pilotage (220), ledit dispositif de fabrication (200) étant caractérisé en ce qu’il comporte un dispositif de chauffage configuré pour chauffer le brut d’alésage (320) et en ce qu’il met en œuvre le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8.
[Revendication 10] Dispositif selon la revendication 9, caractérisé en ce que la buse de projection (230) est orientée perpendiculairement à une tangente (Tg) de la surface extérieure (350) du brut d’alésage.
[Revendication 11] Disque de turbomachine bi-matière, caractérisé en ce qu’il est obtenu par le procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, ledit disque (300, 400) comportant une zone centrale (351 ) formée dans le premier matériau et une zone de circonférence (350) formée dans le second matériau (340) et dans laquelle les grains ou cristaux du second matériau sont orientés suivant une direction radiale.
EP21820670.4A 2020-11-25 2021-11-16 Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé Active EP4251855B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2012106A FR3116561B1 (fr) 2020-11-25 2020-11-25 Procédé et dispositif de fabrication d’un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé
PCT/FR2021/052022 WO2022112684A1 (fr) 2020-11-25 2021-11-16 Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP4251855A1 true EP4251855A1 (fr) 2023-10-04
EP4251855B1 EP4251855B1 (fr) 2025-09-10

Family

ID=74668988

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP21820670.4A Active EP4251855B1 (fr) 2020-11-25 2021-11-16 Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20240003257A1 (fr)
EP (1) EP4251855B1 (fr)
CN (1) CN116490674A (fr)
FR (1) FR3116561B1 (fr)
WO (1) WO2022112684A1 (fr)

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4436485A (en) * 1978-04-17 1984-03-13 General Motors Corporation Turbine wheel with integral DS blades and equiaxed hub
US5061154A (en) * 1989-12-11 1991-10-29 Allied-Signal Inc. Radial turbine rotor with improved saddle life
CA2030427A1 (fr) * 1989-12-19 1991-06-20 Jonathan S. Stinson Methode d'amelioration de l'integration structurale des joints de liaison d'articles moules en grappe
EP0490187A1 (fr) * 1990-12-14 1992-06-17 AlliedSignal Inc. Fabrication de rouets de turbines axiales en multi-alliages par déposition de plasma à basse pression
US5273708A (en) * 1992-06-23 1993-12-28 Howmet Corporation Method of making a dual alloy article
GB9325135D0 (en) * 1993-12-08 1994-02-09 Rolls Royce Plc Manufacture of wear resistant components
ATE393699T1 (de) * 2004-02-26 2008-05-15 Geesthacht Gkss Forschung Verfahren zur herstellung von bauteilen oder halbzeugen, die intermetallische titanaluminid- legierungen enthalten, sowie mittels des verfahrens herstellbare bauteile
FR2874624B1 (fr) 2004-08-30 2007-04-20 Snecma Moteurs Sa Procede de rechargement d'une piece metallique monocristalline ou a solidification dirigee.
US7967924B2 (en) * 2005-05-17 2011-06-28 General Electric Company Method for making a compositionally graded gas turbine disk
US7637010B2 (en) * 2005-12-01 2009-12-29 General Electric Company Methods for machining turbine engine components
US20080182017A1 (en) * 2007-01-31 2008-07-31 General Electric Company Laser net shape manufacturing and repair using a medial axis toolpath deposition method
US20090283501A1 (en) * 2008-05-15 2009-11-19 General Electric Company Preheating using a laser beam
US20100078308A1 (en) * 2008-09-30 2010-04-01 General Electric Company Process for depositing a coating on a blisk
FR2953747B1 (fr) * 2009-12-14 2012-03-23 Snecma Procede de reparation d'une aube en titane par rechargement laser et compression hip moderee
US20110187895A1 (en) * 2010-02-03 2011-08-04 Fred Cheng Intelligent video compacting agent
CN104712371A (zh) * 2013-12-12 2015-06-17 中航商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机双合金双性能涡轮盘及其制备方法
JP6344004B2 (ja) * 2014-03-28 2018-06-20 国立大学法人大阪大学 単結晶の製造方法
US20160146024A1 (en) * 2014-11-24 2016-05-26 Honeywell International Inc. Hybrid bonded turbine rotors and methods for manufacturing the same
CN104480465B (zh) * 2014-12-24 2017-09-29 上海交通大学 利用激光熔覆技术制造镍基单晶高温合金零件的方法
US10443115B2 (en) * 2015-08-20 2019-10-15 General Electric Company Apparatus and method for direct writing of single crystal super alloys and metals
US9914182B2 (en) * 2015-09-17 2018-03-13 Honeywell International Inc. Methods for fabricating gas turbine engine components using a stepped transient liquid phase joining process
US20180104765A1 (en) * 2016-10-13 2018-04-19 United Technologies Corporation Hybrid component and method of making
US10376960B2 (en) * 2017-01-18 2019-08-13 United Technologies Corporation Grain size control in laser based additive manufacturing of metallic articles

Also Published As

Publication number Publication date
US20240003257A1 (en) 2024-01-04
FR3116561B1 (fr) 2023-09-22
WO2022112684A1 (fr) 2022-06-02
EP4251855B1 (fr) 2025-09-10
CN116490674A (zh) 2023-07-25
FR3116561A1 (fr) 2022-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2112326B1 (fr) Carter de turbomachine comportant un dispositif empêchant une instabilité lors d'un contact entre le carter et le rotor
EP3429787B1 (fr) Procede de fabrication d'une plaque abradable et de reparation d'un anneau de turbine
EP3429784B1 (fr) Procede de fabrication d'un anneau de turbine pour turbomachine
EP0374003B1 (fr) Turbomachine comportant un dispositif de freinage entre rotor de turbine et carter d'échappement
FR2588613A1 (fr) Rotor de turbine et son procede de fabrication.
EP4081360B1 (fr) Procede de fabrication d'aube de turbomachine et aube de turbomachine
EP4251855B1 (fr) Procédé et dispositif de fabrication d'un disque de turbomachine bi-matière et disque obtenu par ce procédé
FR3094253A1 (fr) Procede de collage d’une piece metallique sur un element en materiau composite d’une turbomachine d’aeronef
EP4323624B1 (fr) Turbine de turbomachine a distributeur en cmc avec reprise d'effort et ajustement de position
WO2018029408A1 (fr) Disque de rotor de turbomachine
EP3983650B1 (fr) Turbine de turbomachine à distributeur en cmc avec reprise d'effort
FR2943093A1 (fr) Dispositif de reglage de la position radiale et/ou axiale d'une virole de stator de turbomachine
FR3065481A1 (fr) Ensemble pour turbine, notamment pour une turbomachine
EP3775496B1 (fr) Turbomachine comportant un dispositif d'amelioration du refroidissement de disques de rotor par un flux d'air
WO2022200733A1 (fr) Cone d'entree pour une turbomachine d'aeronef
EP3991883A1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube pour turbomachine
EP3918185A1 (fr) Secteur de stator de turbomachine a zones soumises a des contraintes élevées assouplies
EP4684113A1 (fr) Joint d'etancheite pour turbomachine
EP4684102A1 (fr) Architecture pour joint d'etancheite de turbomachine
WO2024236241A1 (fr) Joint d'etancheite pour turbomachine
WO2021123576A1 (fr) Solution de fabrication d'un disque aubage monobloc
FR3154140A1 (fr) Disque de rotor pour une turbomachine d’aeronef
WO2024134077A1 (fr) Aube avec pied muni d'un revêtement anti-usure
FR3146934A1 (fr) Ensemble d’étanchéité pour turbomachine
WO2025133507A1 (fr) Rotor de soufflante pour turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20230620

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20240625

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20250625

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: LONGUET, ARNAUD CYRIL

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602021038448

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20251118

Year of fee payment: 5

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20251125

Year of fee payment: 5

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20251210

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Payment date: 20260113

Year of fee payment: 5

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20251125

Year of fee payment: 5

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20251211

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20251210

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1836081

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20260110

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20260112

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250910