EP4334055A1 - Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine - Google Patents

Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine

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Publication number
EP4334055A1
EP4334055A1 EP22724815.0A EP22724815A EP4334055A1 EP 4334055 A1 EP4334055 A1 EP 4334055A1 EP 22724815 A EP22724815 A EP 22724815A EP 4334055 A1 EP4334055 A1 EP 4334055A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ribs
blade
air stream
heel
zone
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
EP22724815.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Victor DESNOYER
Mickaël Mabrut
Clément GILLOT
Guillaume Paul MARTIN
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
Alliance Systems Inc
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Alliance Systems Inc
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, Alliance Systems Inc filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4334055A1 publication Critical patent/EP4334055A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Definitions

  • the invention relates to the manufacture of turbomachine blades.
  • feedstock a mixture of metal powder and polymer binder. This mixture forming a granulate, called “feedstock”, is extruded then cut into flakes or pellets to be used in an injection press.
  • a “grey” part is obtained, composed of the material of the powder only and having shrunk in relation to the volume of the molding due to the spaces left by the binder. According to the processes, it is possible to obtain parts having a density of 95% to 99.5% for different applications. The piece is then finished.
  • metal powder injection molding allows the production of medium-sized and large series of small parts for a vast market. Being part of the family of techniques by replication, it is very economical in raw material (for the powder part). It creates no waste and no oil is used.
  • the thermal variations to which the blade is subjected during manufacture can cause deformations or cracks. This is all the more noticeable as the blades are generally asymmetrical and have thicknesses at certain locations which are up to 3.5 times greater than the thickness at another location of the blade.
  • An object of the invention is therefore to make the manufacture of turbomachine blades easier and more reliable, in particular by injection of metal powder.
  • a part comprising a foot, a heel and an air vein zone extending between the foot and the heel, the air vein zone comprising at least one protuberance projecting from one face main area, manufacturing taking place by injection of a mixture comprising a binder and a powder, the powder comprising at least one metal or one ceramic;
  • the part is debinded so as to eliminate a greater part of the binder from the part;
  • the protrusion(s) can have different functions, namely serving as a support for the part during manufacture and/or as a stiffener. They thus make it possible to avoid the appearance of deformation phenomena such as subsidence, torsion, bending and buckling and mechanical stresses related to the manufacturing process.
  • the invention thus allows the manufacture of elongated parts of complex geometry, in particular asymmetrical, and to control the dimensions of the part, while making possible a shrinkage of the material of between 10 and 27% during manufacture.
  • the invention allows high-speed production. It reduces material losses during manufacturing. The entire manufacturing can be done with an optimized budget.
  • the part is in contact with a support via the protrusion or protrusions.
  • the protrusions therefore serve here as support integrated into the part to prevent its deformation, in particular its sagging, during manufacture. This may be for example the sintering step when implementing the metal powder injection technique.
  • the protrusion or at least one of the protrusions is a rib.
  • the or one of the ribs has a circular, oval or elliptical shape
  • the ribs are at least two in number and comprise at least two transverse ribs each extending from a first longitudinal edge of the air stream area to a second longitudinal edge of the air stream area;
  • transverse ribs are spaced from each other by a distance of between 5 and 25 mm;
  • the ribs are at least two in number and comprise at least two radial ribs each located in alignment with the same midpoint of the air stream zone; - at least one of the radial ribs extends to the foot or to the heel.
  • At least one of the radial ribs extends as far as a longitudinal edge of the air stream zone
  • At least one of the transverse ribs intercepts at least one of the radial ribs
  • the protrusion or protrusions form an arrangement having a plane of symmetry or a center of symmetry
  • the protrusion or protrusions have a thickness of between 1 and 8 mm;
  • the protrusion or protrusions have a connection zone with the main face having a radius of between 0.2 and 2 mm;
  • the part is made of a titanium and aluminum alloy.
  • This or these edges thus serve as a support face for the part during manufacture.
  • Such a blade may have, macroscopically, a shape and dimensions identical to those of a blade manufactured by means of a process of the prior art. However, it differs in its microscopic structure. Thus, it has a grain size on average larger than that of the blade obtained by a method of the prior art and it offers better resistance to creep.
  • a turbomachine comprising at least one blade according to the invention is provided.
  • the blade comprising a root, a heel and an area of air vein extending between the foot and the heel, and
  • This part constitutes the intermediate product obtained during the implementation of the first step of the method of the invention, before the elimination of the rib(s).
  • FIG. 1 is a perspective view of the basic shape of an intermediate part obtained in one embodiment of the method of the invention
  • FIG. 2 is a view showing such an intermediate piece on the intrados side
  • FIG. 5 is a view similar to Figure 4 showing the blade obtained from this intermediate piece.
  • FIG. 6 is a sectional view of an aircraft turbojet incorporating such a blade.
  • an intermediate piece 4 comprising a blade is manufactured. This part is illustrated in principle in Figure 1 and in detail in Figures 2 to 4.
  • the part and the blade thus comprise a root 6, a heel 8 and a blade or air vein zone 10 extending between the root and the heel.
  • the air stream zone 10 has two main faces, namely an intrados face 12 visible in Figures 1 and 2 and an extrados face 14, visible in Figures 3 and 4.
  • the two faces are delimited by an edge leading 16 and a trailing edge 18 forming the two longitudinal edges of the blade.
  • Each main face 12, 14 extends from the foot to the heel.
  • the air stream zone 10 comprises protrusions, here forming ribs, projecting from the lower surface 12, as illustrated in FIGS. 1 and 2.
  • One of the ribs forms a closed central loop and in this case has an elliptical shape.
  • the major axis of the ellipse is generally parallel to the edges 16 and 18.
  • the rib has a center of symmetry 22 located to the right of a barycenter 22 of the part and/or of the blade and coincides with the latter in the figures . This barycenter 22 forms a median and central point of the dawn.
  • the air stream zone 10 also comprises in this case transverse ribs 24 each extending from the leading edge 16 to the trailing edge 18.
  • the transverse ribs 24 are curved, which further reduces the risk of appearing harmful phenomena such as cracks.
  • Each transverse rib 24 has a center of curvature located on the same side of the rib as the center of the ellipse 22.
  • the transverse ribs 24 are here four in number, namely two between the elliptical rib 20 and the foot 6 and two others between the elliptical rib 20 and the heel 8.
  • the adjacent transverse ribs 24 are spaced from each other by a distance of between 5 and 25 mm.
  • the air stream zone 10 also comprises in this case radial rectilinear ribs 26 each located in alignment with the center 22 of the air stream zone.
  • each radial rib 26 is interrupted before reaching this midpoint and therefore does not reach it, this point 22 would be on the rib if it were extended straight.
  • All the radial ribs 26 here have a first end located on the elliptical rib 20 from which the radial ribs radiate. Two of the radial ribs 26 extend to the foot 6. Two others extend to the heel 8. These ribs can be described as longitudinal because they extend over a large part of the length (over a third) of the air stream zone 10 and in a slightly inclined direction with respect to the longitudinal direction. In this case, they each intercept two of the transverse ribs 24, which amounts to saying that they are intercepted by the latter. Several other radial ribs 26, in this case four , extend to the trailing edge 18. In addition, several other radial ribs 26, in this case six, extend to the leading edge 16
  • All the ribs 20, 24 and 26 form in this example an arrangement generally having a plane of symmetry. It even has two planes of symmetry perpendicular to each other and corresponding to the axes of the ellipse, so that the arrangement has a center of symmetry coincident with the center 22.
  • the arrangement of the ribs here resembles that of a spider's web.
  • Ribs are also present inside the looped rib 20. These include a rectilinear rib 34 occupying the entire major axis of the ellipse and a rib 36 occupying half of the minor axis, as shown in Figure 2.
  • the ribs extend only over the intrados face 12, the extrados face 14 remaining completely devoid of ribs.
  • the manufacturing implements an injection of metal powder. Manufacturing takes place by means of injection molding from a mixture of metal powder and polymer binder.
  • the metal powder here is an alloy of titanium and aluminum such as Ti-48Al-2Cr-2Nb (in atomic %) commonly referred to as TiAl 48-2-2)
  • This binder is then removed during the debinding operation, which gives the “brown” part. In this part, almost all of the binder has been removed and it is composed of approximately 40% air, and is bound only by the remnants of the binder. It must then be sintered, a step during which it is subjected to a temperature close to the melting point of the powder, for example greater than 1200°C.
  • This part 4 is made in one piece. During the debinding and sintering operations, the part rests on a flat support, the ribs 20, 24, 26 being located in the lower part and the extrados face 14 facing upwards. The edge 30 of the ribs therefore rests on the flat support and is in contact with the latter. It provides local support for the air vein area. The piece also rests on the manufacturing support by the foot 6 and the heel 8.
  • the ribs 20, 24, 26 form not only a support but also stiffeners which make it possible to preserve the shape of the part and its integrity during these operations, in particular during sintering and then cooling.
  • the ribs 20, 24, 26 are removed from the air stream zone, for example by machining.
  • a part is then obtained consisting of the single blade 32 illustrated in FIG. 5.
  • the blade comprises the root 6, the heel 8 and the air stream zone 10. are smooth and free of any protuberance.
  • the air vein zone 10 has a thickness which is approximately 3.5 times less than that of the foot 6 and the heel 8. This difference can have a significant impact during the cooling and shrinkage of the part in the absence of the protuberances.
  • the ribs are precisely arranged and dimensioned as explained above in order to reduce this ratio from 3.5 to approximately 2 in this case.
  • the central portion of the airstream area is made more massive with the protuberances.
  • the air stream zone 10 would collapse during manufacture. This is the reason why the ribs are arranged on the air stream area, in order to support it.
  • the ribs that run in different directions and at different places in the part help to avoid the different types of deformation that the blade would otherwise be exposed to during manufacture.
  • the ribs are evenly distributed, in particular so that the support points of the part on the manufacturing support are also evenly distributed.
  • the arrangement of the ribs takes into account a reference point which remains fixed throughout the manufacture of the part which is the center of gravity 22 thereof.
  • the ribs are arranged according to this point, or even from it. Indeed, taking into account the position of the center of gravity 22 of the assembly makes it possible to better control the shrinkage inherent in the process.
  • each rib here has a thickness of between 1 and 8 mm. It is indeed preferable to give a large width to the stiffeners. If they are too thin, they are difficult to inject and become deformed when the part is removed. In our case, the choice of the range is linked to the minimum thicknesses of the part.
  • each rib in this case has a connection zone with the intrados face 12 having a radius of between 0.2 and 2 mm, which makes it possible to promote injection and to eliminate concentrations of internal stresses. This condition on the dimension of the radii makes it possible to limit cracking phenomena, to make injection more favorable and to avoid tearing when the part is ejected from the mould.
  • the blade 32 is intended to be part of an aircraft turbojet engine 100 forming here a turbomachine with double flow and double body like that illustrated in FIG. 6.
  • the turbomachine has a main axis X-X which serves as a axis of rotation of the rotor relative to the stator.
  • the high pressure compressor 7, the combustion chamber 9 and the high pressure turbine 11 form a high pressure body, which together with the low pressure compressor 5 and the low pressure turbine 13 define a main stream of air flow.
  • a nacelle surrounds the fan 2 and the central part so as to form a fan compartment and to define a secondary airflow vein.
  • the turbines 11, 13 include blades 32 made by means of the invention.
  • the invention is applicable to other manufacturing technologies, for example feedstock printing and feedstock compacting.
  • the manufacture could also take place according to the binder jetting printing technique.
  • the latter is an additive manufacturing method that works by spraying binder onto a powder.
  • An automated roller spreads a thin layer of powder on a build plate.
  • a printhead applies a liquid binder to the powder, creating a layer of the object.
  • the printing platform carrying the tray descends slightly to allow the addition of a new layer of powder.
  • the process is thus repeated until the creation of the object.
  • the excess powder is then sucked up and the object is dusted with compressed air.
  • the printed part is placed in an oven for baking or sintered.
  • a finishing treatment can improve the condition of the printed part.
  • the ribs of the intermediate product thus produced are then removed to obtain the blade itself.
  • the invention relating to the manufacture of metal parts, in particular by the process of injection of metal powder, it can be used in all technical fields.
  • the protrusions may be other than ribs and have other shapes than those presented above and be round, square, star-shaped, stud-shaped, half-ball, etc. They can provide a stiffening function without providing a support function and vice versa.

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Abstract

Dans le procédé de fabrication d'une aube de turbomachine : - on fabrique une pièce (4) comprenant un pied (4), un talon (6) et une zone de veine d'air (10) s'étendant entre le pied et le talon, la zone de veine d'air comprenant au moins une protubérance (20, 24, 26) s'étendant en saillie d'une face principale (12) de la zone, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre, la poudre comprenant au moins un métal ou une céramique; - on effectue un déliantage de la pièce de façon à éliminer de la pièce une plus grande partie du liant; - on effectue un traitement thermique de la pièce; et - on élimine la ou chaque protubérance de la zone de veine d'air.

Description

PROCEDE DE FABRICATION D’UNE AUBE DE TURBOMACHINE
DOMAINE DE L’INVENTION
L'invention concerne la fabrication des aubes de turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE
On connaît la technologie d’injection de poudres métalliques (en anglais métal injection moulding ou MIM) pour fabriquer des produits métalliques. Cette technologie permet de répondre à des besoins de forte cadence de production tout en ayant une bonne répétabilité et une bonne reproductibilité.
Il s'agit d'un moulage par injection à partir d'un mélange de poudre métallique et de liant polymère. Ce mélange formant un granulat, appelé « feedstock », est extrudé puis découpé en paillettes ou pellets pour être utilisé dans une presse à injection.
Après l’injection, on obtient une pièce appelée un « vert », tenue en place par le liant. On retire ensuite ce liant lors de l’étape dite de déliantage, qui peut être effectuée de différentes manières (par voie aqueuse, thermique ou chimique), ce qui donne une pièce dite « marron ».
Cette pièce dont la quasi-totalité du liant a été enlevée est très fragile car elle est composée d'environ 40 % d'air, et n'est liée que par les restes du liant. La pièce marron est finalement frittée, étape pendant laquelle elle est soumise à une température proche du point de fusion de la poudre. Cette température permet aux grains de se souder entre eux pour créer un solide.
On obtient après cette étape une pièce « grise », composée du matériau de la poudre seulement et ayant rétréci par rapport au volume du moulage en raison des espaces laissés par le liant. Selon les procédés on peut obtenir des pièces ayant une densité de 95 % à 99,5 % pour des applications différentes. La pièce est alors finie.
Cette technique permet de créer des formes complexes avec un excellent état de surface et des tolérances fines. Plus rentable pour des formes complexes, le moulage par injection de poudre métallique permet la réalisation en moyennes et grandes séries de petites pièces pour un vaste marché. Faisant partie de la famille des techniques par réplication, il est très économe en matière première (pour la partie poudre). Il ne crée pas de déchet et l'on n'utilise pas d'huile.
Toutefois, le rétrécissement de la pièce mentionné plus haut rend difficile l'application de cette technique pour la fabrication d'aubes de turbomachine. On observe en effet un retrait pouvant aller jusqu'à 15% d'une dimension de l'aube.
Or il importe de maîtriser précisément les dimensions de ce type de pièce. De plus, les variations thermiques auxquelles l'aube est soumise lors de la fabrication peuvent engendrer des déformations ou des fissures. Cela est d'autant plus sensible que les aubes sont en général asymétriques et présentent des épaisseurs à certains endroits qui sont jusqu'à 3,5 fois supérieures à l'épaisseur à un autre endroit de l'aube.
Un but de l'invention est donc de rendre facile et plus fiable la fabrication des aubes de turbomachine, notamment par injection de poudre métallique.
EXPOSE DE L’INVENTION
A cet effet, on prévoit selon l'invention un procédé de fabrication d'une aube de turbomachine, dans lequel :
- on fabrique une pièce comprenant un pied, un talon et une zone de veine d'air s'étendant entre le pied et le talon, la zone de veine d'air comprenant au moins une protubérance s'étendant en saillie d'une face principale de la zone, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre, la poudre comprenant au moins un métal ou une céramique;
- on effectue un déliantage de la pièce de façon à éliminer de la pièce une plus grande partie du liant ;
- on effectue un traitement thermique de la pièce ; et
- on élimine la ou chaque protubérance de la zone de veine d'air.
Comme on le verra dans la suite, selon leur configuration, la ou les protubérances peuvent avoir différentes fonctions, à savoir servir de support pour la pièce lors de la fabrication et/ou de raidisseur. Elles permettent ainsi d'éviter l'apparition de phénomènes de déformation tels que l’affaissement, la torsion, la flexion et le flambement et de contraintes mécaniques liées au processus de fabrication. L’invention permet ainsi la fabrication de pièces allongées de géométrie complexe, notamment asymétriques, et de maîtriser les dimensions de la pièce, tout en rendant possible un retrait de la matière compris entre 10 et 27 % lors de la fabrication. L'invention permet une production en forte cadence. Elle réduit les pertes de matière lors de la fabrication. L'ensemble de la fabrication peut être fait avec un budget optimisé.
Dans un mode de mise en œuvre, au cours de la fabrication, notamment au cours de l'étape de traitement thermique, la pièce est en contact avec un support par l'intermédiaire de la protubérance ou des protubérances.
Les protubérances servent donc ici de supportage intégré à la pièce pour éviter sa déformation, notamment son affaissement, lors de la fabrication. Il peut s'agir par exemple de l'étape de frittage lors de la mise en œuvre de la technique d'injection de poudre métallique.
Dans un mode de mise en œuvre, la protubérance ou au moins l'une des protubérances est une nervure.
Ces nervures forment alors des raidisseurs qui limitent les déformations de la pièce lors des variations de température qu'elle subit.
Le procédé selon l'invention pourra présenter en outre au moins l'une des caractéristiques suivantes :
- la ou l'une des nervures forme une boucle fermée ;
- la ou l'une des nervures a une forme circulaire, ovale ou elliptique ;
- les nervures sont au moins au nombre de deux et comprennent au moins deux nervures transversales s'étendant chacune d'un premier bord longitudinal de la zone de veine d'air à un deuxième bord longitudinal de la zone de veine d'air ;
- au moins l'une des nervures transversales est incurvée ;
- les nervures transversales sont espacées l'une de l'autre d'une distance comprise entre 5 et 25 mm ;
- les nervures sont au moins au nombre de deux et comprennent au moins deux nervures radiales situées chacune dans l'alignement d'un même point médian de la zone de veine d'air ; - au moins l'une des nervures radiales s'étend jusqu'au pied ou jusqu'au talon.
- au moins l'une des nervures radiales s'étend jusqu'à un bord longitudinal de la zone de veine d'air ;
- au moins l'une des nervures transversales intercepte au moins l'une des nervures radiales ;
- la protubérance ou les protubérances forment un agencement présentant un plan de symétrie ou un centre de symétrie ;
- la protubérance ou les protubérances ont une épaisseur comprise entre 1 et 8 mm;
- la protubérance ou les protubérances présentent une zone de raccordement avec la face principale ayant un rayon compris entre 0,2 et 2 mm ; et
- la pièce est fabriquée dans un alliage de titane et d'aluminium.
On peut prévoir que la ou les protubérances présentent un bord opposé à la face principale, le bord s’étendant dans un plan ou les bords des protubérances s’étendant dans un même plan.
Ce ou ces bords servent ainsi de face de supportage pour la pièce lors de la fabrication.
On prévoit également selon l 'invention une aube de turbomachine, notamment de turbomoteur d'aéronef, l'aube comprenant un pied, un talon et une zone de veine d'air s'étendant entre le pied et le talon, l'aube résultant de la mise en œuvre d'un procédé selon l'invention.
Une telle aube peut avoir au plan macroscopique une forme et des dimensions identiques à celles d'une aube fabriquée au moyen d'un procédé de l'art antérieur. Toutefois, elle s'en différencie dans sa structure microscopique. Ainsi, elle présente une taille de grains en moyenne plus grande que celle de l'aube obtenue par un procédé de l'art antérieur et elle offre une meilleure résistance au fluage.
On prévoit de plus selon l’invention une turbomachine comprenant au moins une aube selon l’invention.
On prévoit aussi selon l 'invention une pièce comprenant :
- une aube de turbomachine, l’aube comprenant un pied, un talon et une zone de veine d'air s’étendant entre le pied et le talon, et
- au moins une protubérance s'étendant en saillie d'une face principale de la zone de veine d'air.
Cette pièce constitue le produit intermédiaire obtenu lors de la mise en œuvre de la première étape du procédé de l'invention, avant l'élimination de la ou des nervures.
DESCRIPTION DES FIGURES
Nous allons maintenant présenter un mode de réalisation de l'invention à titre d'exemple non-limitatif à l'appui des dessins sur lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective de la forme de principe d’une pièce intermédiaire obtenue dans un mode de mise en œuvre du procédé de l’invention ;
- la figure 2 est une vue montrant une telle pièce intermédiaire côté intrados ;
- les figures 3 et 4 sont des vues de la même pièce côté extrados ;
- la figure 5 est une vue analogue à la figure 4 montrant l’aube obtenue à partir de cette pièce intermédiaire ; et
- la figure 6 est une vue en coupe d’un turboréacteur d’avion incorporant une telle aube.
Nous allons présenter un mode de mise en œuvre du procédé de fabrication selon l’invention pour la réalisation d’une aube de turbomachine.
Dans une première étape, on fabrique une pièce intermédiaire 4 comprenant une aube. Cette pièce est illustrée dans son principe à la figure 1 et en détail aux figures 2 à 4.
La pièce et l’aube comprennent ainsi un pied 6, un talon 8 et une pale ou zone de veine d'air 10 s'étendant entre le pied et le talon.
La zone de veine d’air 10 présente deux faces principales, à savoir une face d’intrados 12 visible aux figures 1 et 2 et une face d’extrados 14, visible aux figures 3 et 4. Les deux faces sont délimitées par un bord d’attaque 16 et un bord de fuite 18 formant les deux bords longitudinaux de l’aube. Chaque face principale 12, 14 s’étend du pied au talon. La zone de veine d'air 10 comprend des protubérances, formant ici des nervures, s'étendant en saillie de la face d’intrados 12, comme illustré aux figures 1 et 2. L’une 20 des nervures forme une boucle centrale fermée et a en l’espèce une forme elliptique. Le grand axe de l’ellipse est parallèle globalement aux bords 16 et 18. La nervure présente un centre de symétrie 22 situé au droit d’un barycentre 22 de la pièce et/ou de l’aube et confondu avec ce dernier sur les figures. Ce barycentre 22 forme un point médian et central de l’aube.
La zone de veine d'air 10 comprend aussi en l'espèce des nervures transversales 24 s'étendant chacune du bord d’attaque 16 au bord de fuite 18. Les nervures transversales 24 sont incurvées, ce qui réduit encore le risque de voir apparaître des phénomènes nuisibles tels que des fissures. Chaque nervure transversale 24 a un centre de courbure situé du même côté de la nervure que le centre de l’ellipse 22. Les nervures transversales 24 sont ici au nombre de quatre, à savoir deux entre la nervure elliptique 20 et le pied 6 et deux autres entre la nervure elliptique 20 et le talon 8. Les nervures transversales 24 adjacentes sont espacées l'une de l'autre d'une distance comprise entre 5 et 25 mm.
La zone de veine d'air 10 comprend aussi en l'espèce des nervures rectilignes radiales 26 situées chacune dans l'alignement du centre 22 de la zone de veine d'air. Autrement dit, bien que chaque nervure radiale 26 s’interrompe avant d’atteindre ce point médian et ne l’atteigne donc pas, ce point 22 serait sur la nervure si on la prolongeait de façon rectiligne.
Toutes les nervures radiales 26 présentent ici une première extrémité située sur la nervure elliptique 20 à partir de laquelle les nervures radiales rayonnent. Deux des nervures radiales 26 s'étendent jusqu'au pied 6. Deux autres s’étendent jusqu'au talon 8. Ces nervures peuvent être qualifiées de longitudinales car elles s’étendent sur une grande partie de la longueur (plus du tiers) de la zone de veine d’air 10 et dans une direction faiblement inclinée par rapport à la direction longitudinale. Elles interceptent en l’espèce chacune deux des nervures transversales 24, ce qui revient à dire qu’elles sont interceptées par ces dernières. Plusieurs autres nervures radiales 26, en l’espèce quatre, s'étendent jusqu'au bord de fuite 18. Par ailleurs, plusieurs autres nervures radiales 26, en l’espèce six, s'étendent jusqu'au bord d’attaque 16
Nous avons donc dans le présent exemple un total de 14 nervures radiales 26, ce nombre n’étant aucunement limitatif.
Toutes les nervures 20, 24 et 26 forment dans cet exemple un agencement présentant globalement un plan de symétrie. Il présente même deux plans de symétrie perpendiculaires l’un à l’autre et correspondant aux axes de l’ellipse, de sorte que l’agencement présente un centre de symétrie confondu avec le centre 22. L’agencement des nervures ressemble ici à celui d’une toile d’araignée.
Ces symétries concernent la disposition générale des nervures, chaque nervure ayant ainsi une nervure qui occupe une position symétrique de la sienne. Mais elles ne portent pas sur les dimensions précises des nervures, comme on le voit notamment sur la figure 1 où les nervures situées à droite ont une hauteur, mesurée dans une direction perpendiculaire localement à la face d’intrados, plus grande que celles situées à gauche. Cela résulte de ce que les nervures s’étendent en saillie de la face d’intrados qui a une forme gauche et ne présente aucune de ces symétries dans ses dimensions. Toutefois le bord libre 30 de chaque nervure opposée à la face d’intrados s’étend dans un plan commun aux bords 30 de toutes les nervures. Les bords 30 des nervures, dans ce plan, forment un agencement qui présente une symétrie centrale globale plus proche d’une symétrie centrale exacte.
Des nervures sont également présentes à l’intérieur de la nervure en boucle 20. Il s’agit notamment d’une nervure rectiligne 34 occupant tout le grand axe de l’ellipse et d’une nervure 36 occupant la moitié du petit axe, comme illustré à la figure 2.
Les nervures ne s’étendent que sur la face d’intrados 12, la face d’extrados 14 restant totalement exempte de nervures. En l’espèce, la fabrication met en œuvre une injection de poudre métallique. La fabrication a lieu au moyen d’un moulage par injection à partir d'un mélange de poudre métallique et de liant polymère. La poudre métallique est ici un alliage de titane et d’aluminium comme par exemple le Ti-48Al-2Cr-2Nb (en % atomique) communément dénommé TiAl 48-2-2)
Une fois la pièce injectée, on obtient une pièce tenue en place par le liant.
On retire ensuite ce liant lors de l’opération de déliantage, ce qui donne la pièce « marron ». Dans cette pièce, la quasi-totalité du liant a été enlevée et elle est composée d'environ 40 % d'air, et n'est liée que par les restes du liant. Elle doit ensuite être frittée, étape pendant laquelle elle est soumise à une température proche du point de fusion de la poudre, par exemple supérieure à 1200° C.
On obtient après cette opération une pièce « grise », composée du matériau de la poudre seulement et ayant rétrécie par rapport au volume du moulage en raison des espaces laissés par le liant.
Cette pièce 4 est fabriquée d’un bloc. Lors des opérations de déliantage et de frittage, la pièce repose sur un support plan, les nervures 20, 24, 26 étant situées en partie inférieure et la face d’extrados 14 tournée vers le haut. Le bord 30 des nervures est donc en appui sur le support plan et en contact avec ce dernier. Il assure un soutien local de la zone de veine d'air. La pièce repose par ailleurs sur le support de fabrication par le pied 6 et le talon 8.
Les nervures 20, 24, 26 forment non seulement un soutien mais aussi des raidisseurs qui permettent de préserver la forme de la pièce et son intégrité durant ces opérations, en particulier lors du frittage puis du refroidissement.
A l’issue de cette première étape de fabrication, on obtient donc une pièce formant un produit intermédiaire et constituée de l’aube et des nervures comme illustré aux figures 2 à 4.
Ensuite, on élimine les nervures 20, 24, 26 de la zone de veine d'air, par exemple par usinage. On obtient alors une pièce constituée de la seule aube 32 illustrée à la figure 5. L’aube comprend le pied 6, le talon 8 et la zone de veine d'air 10. Les deux faces d’intrados 12 et d’extrados 14 sont lisses et libres de toute protubérance.
Sur l’aube 32, la zone de veine d’air 10 présente une épaisseur qui est environ 3,5 fois moins grande que celle du pied 6 et du talon 8. Cette différence peut avoir un impact important lors du refroidissement et du rétrécissement de la pièce en l’absence des protubérances. Les nervures justement sont disposées et dimensionnées comme expliqué plus haut afin de faire passer ce rapport de 3,5 à environ 2 en l’espèce. Notamment, la portion centrale de la zone de veine d’air est rendue plus massive avec les protubérances. Globalement, la prise en compte de la localisation des zones de massivité de la pièce 4 permet de répartir la matière lors de la conception afin d'éviter de trop grosses différences d’épaisseurs sur toute la pièce.
De plus, en l’absence du support par les nervures, la zone de veine d'air 10 s’affaisserait lors de la fabrication. C’est la raison pour laquelle les nervures sont disposées sur la zone de veine d’air, afin de la supporter. Les nervures qui s’étendent dans des directions différentes et à des endroits différents de la pièce permettent d’éviter les différents types de déformation auxquelles l’aube serait sinon exposée lors de la fabrication.
Comme on le voit, les nervures sont réparties uniformément, notamment pour que les points d’appuis de la pièce sur le support de fabrication soient eux aussi répartis uniformément. La disposition des nervures prend en compte un point de référence qui reste fixe tout au long de la fabrication de la pièce qui est le barycentre 22 de celle-ci. Les nervures sont disposées en fonction de ce point, voire à partir de celui-ci. En effet, la prise en compte de la position du centre de gravité 22 de l’ensemble permet de mieux maîtriser le retrait inhérent au procédé.
Chaque nervure a ici une épaisseur comprise entre 1 et 8 mm. Il est préférable en effet de donner une largeur importante aux raidisseurs. S’ils sont trop fins, ils sont difficilement injectables et se déforment lors du retrait de la pièce. Dans notre cas, le choix de la gamme est en lien avec les épaisseurs minimales de la pièce. De plus, chaque nervure présente en l’espèce une zone de raccordement avec la face d’intrados 12 ayant un rayon compris entre 0,2 et 2 mm, ce qui permet de favoriser l’injection et de supprimer des concentrations de contraintes internes. Cette condition sur la dimension des rayons permet de limiter les phénomènes de fissuration, de rendre plus favorable l’injection et d'éviter les arrachements lors de l’éjection de la pièce hors du moule.
En outre, on veillera de préférence à prendre en compte dans la conception de la pièce à fabriquer et formant l’ensemble aube-nervures les contraintes d’injection et les phénomènes de ségrégation, de porosité à cœurs et de contrainte interne générées et détectées lors du frittage.
Dans le présent exemple, l’aube 32 est destinée à faire partie d’un turboréacteur 100 d’avion formant ici une turbomachine à double flux et double corps comme celui illustré à la figure 6. La turbomachine présente un axe principal X-X qui sert d’axe de rotation du rotor par rapport au stator.
Elle comprend d'amont en aval, donc de gauche à droite sur la figure 6, une soufflante 2, un compresseur basse pression 5, un compresseur à pression intermédiaire, un compresseur haute pression 7, une chambre de combustion 9, une turbine haute pression 11 et une turbine basse pression 13. Ces éléments, à l’exception de la soufflante, forment une partie centrale du turboréacteur. Leurs parties mobiles à rotation autour de l’axe X-X forment le rotor.
Le compresseur haute pression 7, la chambre de combustion 9 et la turbine haute pression 11 forment un corps à haute pression, qui conjointement avec le compresseur basse pression 5 et la turbine basse pression 13 définissent une veine principale d'écoulement d'air. Une nacelle entoure la soufflante 2 et la partie centrale de façon à former un compartiment de soufflante et à définir une veine secondaire d'écoulement d'air.
Les turbines 11, 13 comprennent des aubes 32 fabriquées au moyen de l’invention.
L'invention est applicable à d'autres technologies de fabrication, par exemple l’impression de feedstock et le compactage de feedstock. La fabrication pourrait aussi avoir lieu selon la technique d’impression par projection de liant (ou binder jetting en anglais). Cette dernière est une méthode de fabrication additive qui fonctionne par projection de liant sur une poudre. Un rouleau automatisé répartit une fine couche de poudre sur un plateau de fabrication. Une tête d'impression applique un liant liquide sur la poudre, créant ainsi une couche de l'objet. Puis, la plate-forme d'impression portant le plateau descend légèrement pour permettre l'ajout d'une nouvelle couche de poudre. Le procédé est ainsi répété jusqu'à la création de l'objet. On aspire ensuite l'excès de poudre et on dépoussière l'objet grâce à de l'air comprimé. Puis la pièce imprimée est placée dans un four pour la cuisson ou frittée. Enfin un traitement de finition peut améliorer l’état de la pièce imprimée. Comme précédemment, on supprime ensuite les nervures du produit intermédiaire ainsi réalisé pour obtenir l’aube en elle-même.
L’invention portant sur la fabrication de pièces métalliques, notamment par le procédé d’injection de poudre métallique, elle peut être utilisée dans tous domaines techniques.
On pourra apporter à l’invention de nombreuses modifications sans sortir du cadre de celle-ci.
Les protubérances peuvent être autres que des nervures et avoir d’autres formes que celles présentées plus haut et être rondes, carrées, en étoile, en forme de plot, de demi -boule, etc. Elles pourront assurer une fonction de raidisseur sans assurer une fonction de supportage et vice-versa.

Claims

Revendications
1. Procédé de fabrication d'une aube (32) de turbomachine (100), dans lequel :
- on fabrique une pièce (4) comprenant un pied (4), un talon (6) et une zone de veine d'air (10) s'étendant entre le pied et le talon, la zone de veine d'air comprenant au moins une protubérance (20, 24, 26, 34, 36) s'étendant en saillie d'une face principale (12) de la zone, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre, la poudre comprenant au moins un métal ou une céramique;
- on effectue un déliantage de la pièce de façon à éliminer de la pièce une plus grande partie du liant ;
- on effectue un traitement thermique de la pièce ; et
- on élimine la ou chaque protubérance de la zone de veine d'air.
2. Procédé selon la revendication précédente dans lequel, au cours de la fabrication, notamment au cours de l'étape de traitement thermique, la pièce (4) est en contact avec un support par l'intermédiaire de la protubérance ou des protubérances (20, 24, 26, 34, 36).
3. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la protubérance ou au moins l'une des protubérances est une nervure (20, 24, 26,
34, 36).
4. Procédé selon la revendication précédente dans lequel la ou l'une (20) des nervures forme une boucle fermée.
5. Procédé selon au moins l’une des revendications 3 ou 4 dans lequel la ou l'une (20) des nervures a une forme circulaire, ovale ou elliptique.
6. Procédé selon au moins l’une des revendications 3 à 5 dans lequel les nervures sont au moins au nombre de deux et comprennent au moins deux nervures transversales (24) s'étendant chacune d'un premier bord longitudinal (16) de la zone de veine d'air à un deuxième bord longitudinal (18) de la zone de veine d'air.
7. Procédé selon la revendication précédente dans lequel au moins l'une des nervures transversales (24) est incurvée.
8. Procédé selon au moins l’une des revendications 6 à 7 dans lequel les nervures transversales (24) sont espacées l'une de l'autre d'une distance comprise entre 5 et 25 mm.
9. Procédé selon au moins l’une des revendications 3 à 8 dans lequel les nervures sont au moins au nombre de deux et comprennent au moins deux nervures radiales (26) situées chacune dans l'alignement d'un même point médian (22) de la zone de veine d'air.
10. Procédé selon la revendication précédente dans lequel au moins l'une des nervures radiales (26) s'étend jusqu'au pied (6) ou jusqu'au talon (8).
11. Procédé selon au moins l’une des revendications 9 à 10 dans lequel au moins l'une des nervures radiales (26) s'étend jusqu'à un bord longitudinal (16, 18) de la zone de veine d'air.
12. Procédé selon au moins l’une des revendications 6 à 8 et selon au moins l’une des revendications 9 à 11 dans lequel au moins l'une des nervures transversales (24) intercepte au moins l'une des nervures radiales (26).
13. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la protubérance ou les protubérances (20, 24, 26, 34, 36) forment un agencement présentant un plan de symétrie.
14. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la protubérance ou les protubérances (20, 24, 26, 34, 36) forment un agencement présentant un centre de symétrie.
15. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la protubérance ou les protubérances (20, 24, 26, 34, 36) ont une épaisseur comprise entre 1 et 8 mm.
16. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la protubérance ou les protubérances (20, 24, 26, 34, 36) présentent une zone de raccordement avec la face principale (12) ayant un rayon compris entre 0,2 et 2 mm.
17. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la pièce (4) est fabriquée dans un alliage de titane et d'aluminium.
18. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel la ou les protubérances (20, 24, 26, 34, 36) présentent un bord (30) opposé à la face principale (12), le bord s’étendant dans un plan ou les bords (30) des protubérances s’étendant dans un même plan.
19. Aube (32) de turbomachine, notamment de turbomoteur (100) d'aéronef, l'aube comprenant un pied (6), un talon (8) et une zone de veine d'air (10) s'étendant entre le pied et le talon, l'aube résultant de la mise en œuvre d'un procédé selon au moins l'une des revendications précédentes.
20. Turbomachine (100) comprenant au moins une aube (32) selon la revendication précédente.
21. Pièce (4) comprenant :
- une aube (32) de turbomachine, l’aube comprenant un pied (6), un talon (8) et une zone de veine d'air (10) s’étendant entre le pied et le talon, et
- au moins une protubérance (20, 24, 26, 34, 36) s'étendant en saillie d'une face principale (12) de la zone de veine d'air.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3133551A1 (fr) 2022-03-18 2023-09-22 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine
FR3151513A1 (fr) * 2023-07-26 2025-01-31 Safran Aircraft Engines Pièce obtenue par injection de poudre
FR3163400A1 (fr) * 2024-06-18 2025-12-19 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine et procede de fabrication par moulage par injection metallique

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005019077A1 (de) * 2005-04-23 2006-10-26 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Herstellung und/oder Reparatur derselben
FR2944721B1 (fr) * 2009-04-24 2014-03-07 Snecma Procede de fabrication d'un aubage par moulage par injection de poudre metallique
DE102015210770A1 (de) * 2015-06-12 2016-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bauteilkonstruktion, Bauteil für eine Gasturbine und Verfahren zur Herstellung eines Bauteils einer Gasturbine durch Metallpulverspritzgießen
FR3037831B1 (fr) * 2015-06-26 2019-08-16 Alliance Fabrication d'un secteur courbe d'anneau de turbine par moulage et frittage
US10253986B2 (en) * 2015-09-08 2019-04-09 General Electric Company Article and method of forming an article
FR3063663B1 (fr) * 2017-03-13 2021-02-26 Mecachrome France Procede de fabrication de pieces en alliage metallique de forme complexe
US10940535B2 (en) * 2018-06-08 2021-03-09 General Electric Company Method and system for additive manufacturing

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