EP4493339A1 - Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine - Google Patents

Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine

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Publication number
EP4493339A1
EP4493339A1 EP23714789.7A EP23714789A EP4493339A1 EP 4493339 A1 EP4493339 A1 EP 4493339A1 EP 23714789 A EP23714789 A EP 23714789A EP 4493339 A1 EP4493339 A1 EP 4493339A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
layer
cavities
blade
line
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
EP23714789.7A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Josserand Jacques André BASSERY
Ba-Phuc TANG
Elsa Maxime
Yann François Louis BARATON
Jérôme SALMON
Victor DESNOYER
Mickaël Mabrut
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
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
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    • B22F3/1021—Removal of binder or filler
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    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/02—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from one piece
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    • 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
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    • 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
    • F05D2230/22—Manufacture essentially without removing material by sintering

Definitions

  • the invention concerns 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.
  • This part from which almost all of the binder has been removed is very fragile because it is made up of approximately 40% air, and is only held together by the remains of the binder.
  • the brown part is finally sintered, during which it is subjected to a temperature close to the melting point of the powder. This temperature allows the grains to weld together to create a solid.
  • the Metal powder injection molding allows the production of medium and large series of small parts for a large market. Being part of the family of replication techniques, it is very economical in raw materials (for the powder part). It does not create waste and we do not use oil.
  • the shrinkage of the part mentioned above makes it difficult to apply this technique for the manufacture of turbomachine blades.
  • the thermal variations to which the blade is subjected during manufacturing can cause deformations or cracks. This is all the more sensitive as the blades are generally asymmetrical and have thicknesses in certain places which are up to 3.5 times greater than the thickness in another location of the blade.
  • An aim of the invention is therefore to make the manufacture of turbomachine blades easier and more reliable, in particular by injection of metal powder.
  • a method of manufacturing a turbomachine blade in which:
  • a part comprising an air flow zone and a layer covering the zone, the layer having cavities forming a periodic pattern, the manufacturing taking place by injection of a mixture comprising a binder and a powder;
  • the layer thus makes it possible to prevent the appearance of cracks linked to the injection stage, but also to avoid the appearance of deformation phenomena such as sagging, twisting, bending, buckling and mechanical stresses. linked to the sintering and machining stages.
  • the invention thus allows the manufacture of elongated parts of complex geometry, in particular asymmetrical ones, and control the dimensions of the room. It allows high-speed production.
  • Providing cavities in the layer has the advantage of saving material and therefore reducing manufacturing costs. Finally, the cavities reduce the risk of tearing when unmolding
  • the cavities are arranged in a staggered pattern
  • the cavities form at least one line of identical cavities, the line being parallel to a length of the air stream zone;
  • the cavities form at least a first line and a second line, those of the first line being identical to each other, those of the second line being identical to each other, finally those of the first line being different from the cavities of the second line;
  • the cavities of the first line have a profile presenting a different orientation from the cavities of the second line;
  • each cavity has a closed profile
  • each cavity has a profile which has at least one axis of symmetry
  • each cavity has a hexagonal profile
  • each cavity is configured so that the cavity can be described by a parameterized surface excluding any singular point;
  • each cavity has lateral faces having connection zones with a bottom of the cavity and with an external face of the layer, the connection zones having a fillet having a radius of between 0.2 mm and 1 mm;
  • the cavities are arranged so that a distance between two adjacent cavities is greater than or equal to 3 mm, for example greater than or equal to
  • the cavities extend into a larger part of the layer.
  • the cavities can be expected to extend over the entire thickness of the layer.
  • the layer can be expected to extend over the entire air stream area.
  • the layer covers an intrados of the air vein zone.
  • the thickness of the layer can be expected to be uniform.
  • the layer is placed in direct support on a support, in particular during the sintering step.
  • the layer therefore serves here as support integrated into the part to prevent its deformation, in particular its sagging, during sintering.
  • the part includes a foot, the layer forming a plane merging with an edge of the foot.
  • At least one machining operation is carried out so as to standardize the thickness of the layer.
  • the layer therefore serves here as reinforcement during machining by making it possible to stiffen the blade exposed to significant deformations during the roughing operation involving high cutting forces.
  • the layer and an extrados face are machined in several passes each having a depth of between 0.2 mm and 1 mm and/or a scanning pitch of between 0.1 mm and 10 mm.
  • turbomachine blade the blade comprising an air stream zone
  • - a layer distinct from the blade, extending over the air stream zone and presenting cavities forming a periodic pattern.
  • This part constitutes the intermediate product obtained during the implementation of the process of the invention, before elimination of the layer.
  • the material used is a titanium and aluminum alloy.
  • a turbomachine blade in particular an aircraft turbine engine, the blade comprising an air stream zone, the blade resulting from the implementation of a method according to the invention.
  • Such a blade can have, on a macroscopic level, a shape and dimensions identical to those of a blade manufactured using 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 process of the prior art and it offers better resistance to creep.
  • turbomachine comprising at least one blade according to the invention.
  • Figures 1 and 2 are perspective views on the intrados side of an intermediate part obtained in a mode for implementing the method of the invention
  • Figure 3 is a larger scale view of the intrados side of the part of Figures 1 and 2
  • Figures 4 and 5 are views of the same part from the extrados side
  • Figures 6 and 7 illustrate the positioning and maintaining in position of the intermediate part in its part holder for the first machining phase
  • Figures 8 and 9 illustrate the trajectory carried out by the cutter for the first machining phase
  • Figures 10 and 11 illustrate the positioning and maintaining in position of the intermediate part in its part holder for the second machining phase
  • Figures 12 and 13 illustrate the trajectory carried out by the cutter for the second machining phase
  • Figure 1 is a view similar to Figures 4 and 5 showing the blade obtained from this intermediate part
  • Figure 15 is a half-section view of an aircraft turbojet incorporating such a blade.
  • an intermediate part 4 is manufactured including a blade. This part is illustrated in Figures 1 to 5.
  • the part and the blade thus comprise a foot 6, a heel 8 and a blade or air stream zone 10 extending between the foot and the heel.
  • the air flow zone 10, visible in Figures 2 and 4 has two main faces, namely an intrados face 12 visible in Figure 3 and an extrados face 14, visible in Figures 4, 5 and 14.
  • the two faces are each delimited by a leading edge 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 part 4 comprises a layer 20 extending over the air flow zone, in this case on the intrados face 12.
  • the layer has a uniform thickness all along the layer whose minimum value is 2 mm at the heel, in this example.
  • the layer has cavities 22, visible in Figures 1 to 3, open on the side of an external face 21 of the layer 20 opposite the air flow zone 10. Each cavity extends over the entire thickness of layer.
  • the cavities 22 extend into a larger part of the layer 20 and this extends over the entire air flow zone 10.
  • This layer forms a plane merging with the edge of the foot 26 visible in Figure 1.
  • each cavity 22 has a geometry which can be described by a parameterized surface, excluding any singular point, the profile of which is closed and has at least one axis of symmetry.
  • the cavities 22 have a hexagonal shape whose vertices are rounded.
  • the cavities 22 have a profile having a cylindrical or elliptical shape.
  • the cavities 22 here form a periodic pattern. By this we mean that the pattern is reproduced identically along one or more lines in a plane parallel to a longitudinal direction of the layer and parallel to the width of the layer.
  • the cavities 22 in this case form three lines of identical cavities 33, 34, 35, visible in FIG. 1, each line being parallel to a length of the air stream zone 28. More precisely, the cavities 22 form three lines , namely the first, second and third lines.
  • the cavities of the first line 33 are identical to each other.
  • the cavities of the third line 35 are identical to each other and to those of the first line 33.
  • the cavities of these two lines all have the same orientation. In this case, one side of the hexagon is parallel to the leading edges 16 and trailing edges 18. They are therefore the image of each other by a translation.
  • the cavities of the second line 34 are identical to each other and different from the cavities of the first and third lines, in this case larger than the latter.
  • the cavities in the second line all have the same orientation. They are therefore the image of each other by a translation. But they do not have the same orientation as those of the other two lines. In this case, two edges of the hexagon are parallel to the leading and trailing edges. They are the image of the first and third line cavities through an indirect similarity.
  • the cavities are arranged in a staggered manner.
  • two adjacent cavities 22 are at least 3 mm apart, value taken for the example illustrated in Figure 3.
  • Each cavity 22 has side faces, six in number, having connection zones with a bottom of the cavity and with the external face 21 of the layer 20, the connection zones having a fillet 30 having a radius between 0, 2mm and 1mm.
  • the fillet is convex at the external face and concave at the bottom.
  • the manufacturing uses an injection of metal powder.
  • metal powder here is an alloy of titanium and aluminum such as Ti-48Al-2Cr-2Nb (in atomic %) commonly known as Ti ⁇ l 48-2-2.
  • Ti-48Al-2Cr-2Nb in atomic %) commonly known as Ti ⁇ l 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 approximately 40% air, and is only bound by the remains of the binder.
  • This part 4 is made from one block. During debinding and sintering operations, the part is placed in direct support on a flat support, the external face 21 of the layer 20 being located in the lower part and the extrados face 14 facing upwards. This layer is therefore in contact with the plane support. The latter provides local support for the air stream zone 10.
  • This layer forms a support but also a stiffener which allows the shape of the part and its integrity to be preserved during these operations, in particular during sintering and then cooling.
  • the layer of the air stream zone is eliminated by two machining phases 200 and 300.
  • the part is placed in position and maintained in position in a part holder 202 for the machining phase 200.
  • Figure 6 represents a front view of a section of the intermediate part taken in its part holder 202
  • Figure 7 the top view of the part in the same configuration.
  • the external face 21 of the layer 20 is placed in direct support on a table 208.
  • choosing as a reference for positioning the external face of the layer, covering 80% of the intermediate part makes it possible to avoid related dispersions. possible shape defects generated by the process and provides robustness to the clamping.
  • Three point contacts 204 which can be materialized by pins or other supports are placed, namely one against the foot 6 in the longitudinal direction and two against the leading edge 16 in the width direction.
  • the first stop can be placed at the level of the heel 8, the intrados 14 or the extrados 16 and the two others against the trailing edge 18.
  • Two flanges 206 placed at the level of the The extrados 14 complete the rigid holding in position of the intermediate piece on the table along the width and from above against the extrados face.
  • the number of direct contacts of the flange on the extrados can be single, or greater than or equal to two.
  • the table, stops and flanges form the workpiece holder. In addition, this workpiece holder will be clear on the foot 6 and heel 8 side in order to free up accessibility of the milling tools to all these areas.
  • the machining trajectory for phase 200 is illustrated in top view of the intermediate part in Figure 8, and in front view of a section of the intermediate part on both parts of Figure 9.
  • the machine tool used includes five or six axes and the machining program follows the following operations: there. a surface cutter 210 sets up at the level of the foot 6 then the heel 8 a first plane on the extrados side 14, l b. the workpiece holder 202 rotates, and l c. the second plane is raised at the level of the heel 8 then the foot 6 on the intrados profile side 12.
  • the machine tool only includes three axes, which does not allow the rotation of the part holder 202.
  • the part must be dismantled and turned over. An additional machining phase is therefore to be expected, separating operations (1 a) and (1 c).
  • the part is placed in position and held in position in another part holder 302 for the second machining phase 300 as illustrated in Figure 10, representing the front view of a section of the part intermediate taken in its part holder 302, and the figure 11, representing the top view of the part taken in its part holder 302.
  • the foot 6 and the heel 8 are placed in direct support on the table 308, forming a zone sufficiently precise contact in order to respect the geometric tolerances during adjustment and clamping as well as the compatibility of the cutting forces necessary for the second machining phase 300.
  • Three point contacts 304 which can be materialized by pins or other supports are placed, namely two against the foot 6 and one against the heel 8.
  • Two flanges 306 placed at the level of the foot 6 and the heel 8 ensure that the intermediate piece is maintained in a rigid position. This time the rigid support takes place exclusively by the foot and the heel, leaving the air vein zone 10 accessible for machining, the workpiece holder being clear in this zone.
  • the machining trajectory for phase 300 is illustrated in top view of the intermediate part in Figure 12, and in front view of a section of the intermediate part in Figure 13.
  • the machine tool used includes five or six axes and the machining program follows the following operations:
  • a two-size type milling cutter 310 carries out a roughing operation on layer 20 of the intermediate piece to reduce this face to a thickness identical to that on the extrados side 14 which can be 2 mm,
  • the cutter carries out a finishing operation on this same intrados face 16 progressing along the part by spiral or helical sweeping movements until the final profile or after 2 to 10 successive passes, 2c. the workpiece holder 302 rotates, and
  • the cutter carries out a finishing operation on the extrados face 14 progressing along the part by spiral or helical sweeping movements until the final profile or which can be made 2 to 10 successive passes.
  • This order of operations makes it possible to carry out the roughing operation with the maximum amount of material, thus sufficiently stiffening the intermediate part subjected to significant cutting forces linked to the large volume of material in layer 20 and the discontinuity of the layer. because of the presence of cavities 22.
  • the passes preferably produce a material removal having a value between 0.2 mm and 1 mm and the scanning pitch has a value between 0.1 mm and 10 mm depending on the roughness, the desired peak heights and the geometry of milling tools.
  • the machine tool only includes three axes, which does not allow the rotation of the part holder 302.
  • the part must be dismantled and turned over. An additional machining phase is therefore to be expected, separating operations (2a), (2b) from operation (2c).
  • the cutting tools of the cutters 210, 310 used may have the following characteristics:
  • the material is a “micro grain” type carbide in a single block or insert
  • the cutting angle is between -5° and +10°.
  • the cutting speeds can be expected to be between 20 m/mm and 100 m/mm and the feed rate to be between 0.01 mm and 1 mm.
  • Soluble or whole oils can be used under a pressure which can be between 5 bars and 150 bars (one bar worth 10 5 Pa).
  • a micro spray lubricant, CO2 or nitrogen can also be used.
  • the blade comprises the foot 6, the heel 8 and the air duct zone 10.
  • the two faces of lower surface 12 and upper surface 14 are smooth.
  • the air stream zone 10 has a thickness which is 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 absence of layer 20.
  • the layer and its cavities 22 are arranged and dimensioned as explained above in order to reduce this ratio. Overall, taking into account the location of the massiveness zones of part 4 makes it possible to distribute the material during the design in order to avoid too large differences in thickness over the entire part.
  • the air stream zone 10 would collapse during manufacturing. This is the reason why the layer is extra thick in the air vein zone, in order to support it.
  • the periodic pattern of the cavities 22 makes it possible to reduce the risks of different types of deformation to which the blade would otherwise be exposed during manufacturing while minimizing costs.
  • the blade 32 is intended to form part of an aircraft turbojet 100, here forming a double-flow, double-body turbomachine like that illustrated in Figure 15.
  • the turbomachine has a main axis X-X which serves as axis of rotation of the rotor relative to the stator.
  • a fan 2 It comprises from upstream to downstream, therefore from left to right in Figure 15, a fan 2, a low pressure compressor 5, an intermediate pressure compressor, a high pressure compressor 7, a combustion chamber 9, a high pressure turbine 11 and a low pressure turbine 13.
  • These elements form a central part of the turbojet. Their mobile parts rotating around the axis XX form the rotor.
  • 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 air flow path.
  • a nacelle surrounds the fan 2 and the central part so as to form a fan compartment and to define a secondary air flow path.
  • the turbines 11, 13 include blades 32 manufactured using the invention.
  • the invention is applicable to other manufacturing technologies, for example feedstock printing and feedstock compaction.
  • Manufacturing could also take place using the binder jetting printing technique.
  • the latter is an additive manufacturing method which works by spraying a binder onto a powder.
  • An automated roller distributes a thin layer of powder onto a build tray.
  • a print head applies a liquid binder to the powder, creating a layer of the object.
  • the printing platform carrying the platen lowers slightly to allow the addition of a new layer of powder.
  • the process is thus repeated until the object is created.
  • the printed part is placed in an oven for baking or sintering.
  • a finishing treatment can improve the condition of the printed part.
  • the layer of intermediate product thus produced is then removed to obtain the blade itself.
  • the invention relates to the manufacture of metal parts, in particular by the process of injecting a mixture comprising a binder and a powder, it can be used in all technical fields.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)

Abstract

Dans le procédé de fabrication d'une aube (32) de turbomachine (100) : - on fabrique une pièce (4) comprenant une zone de veine d'air (10) et une couche (20) recouvrant la zone, la couche présentant des cavités (22) formant un motif périodique, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre; - on élimine de la pièce une plus grande partie du liant; - on effectue un frittage de la pièce; et - on élimine la couche (20) de la pièce pour obtenir l'aube (32).

Description

Procédé 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 metal 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
À cet effet, on prévoit selon l’invention un procédé de fabrication d'une aube de turbomachine, dans lequel :
- on fabrique une pièce comprenant une zone de veine d’air et une couche recouvrant la zone, la couche présentant des cavités formant un motif périodique, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre ;
- on élimine de la pièce une plus grande partie du liant ;
- on effectue un frittage de la pièce ; et
- on élimine la couche de la pièce pour obtenir l’aube.
La couche permet ainsi de prévenir l’apparition des criques liées à l’étape d’injection, mais aussi d’éviter l'apparition de phénomènes de déformation tels que l’affaissement, la torsion, la flexion, le flambement et de contraintes mécaniques liées aux étapes de frittage et d’usinage. L’invention permet ainsi la fabrication de pièces allongées de géométrie complexe, notamment asymétriques, et de maîtriser les dimensions de la pièce. Elle permet une production en forte cadence. Prévoir des cavités dans la couche présente l’avantage d’économiser de la matière et donc de réduire les coûts de fabrication. Enfin, les cavités réduisent les risques d’arrachement au démoulage
Le procédé de fabrication selon l'invention pourra présenter en outre au moins l'une des caractéristiques suivantes :
- les cavités sont disposées en quinconce ;
- les cavités forment au moins une ligne de cavités identiques, la ligne étant parallèle à une longueur de la zone de veine d’air ;
- les cavités forment au moins une première ligne et une deuxième ligne, celles de la première ligne étant identiques entre elles, celles de la deuxième ligne étant identiques entre elles, enfin celles de la première ligne étant différentes des cavités de la deuxième ligne ;
- les cavités de la première ligne ont un profil présentant une orientation différente des cavités de la deuxième ligne ;
- chaque cavité a un profil fermé ;
- chaque cavité a un profil qui présente au moins un axe de symétrie ;
- chaque cavité a un profil hexagonal ;
- chaque cavité est configurée de sorte que la cavité peut être décrite par une surface paramétrée excluant tout point singulier ;
- chaque cavité présente des faces latérales ayant des zones de raccordement avec un fond de la cavité et avec une face externe de la couche, les zones de raccordement présentant un congé ayant un rayon compris entre 0,2 mm et 1 mm ;
- les cavités sont disposées de sorte qu’une distance entre deux cavités adjacentes est supérieure ou égale à 3 mm, par exemple supérieure ou égale à
6 mm ; et
- les cavités s’étendent dans une plus grande partie de la couche.
On peut prévoir que les cavités s’étendent sur toute une épaisseur de la couche.
On peut prévoir que la couche s’étend sur toute la zone de veine d’air.
Selon un mode de réalisation, la couche recouvre un intrados de la zone de veine d’air. On peut prévoir que l’épaisseur de la couche est uniforme.
Cela favorise un déliantage uniforme de la pièce.
Selon un mode de réalisation, on place la couche en appui direct sur un support, notamment au cours de l’étape de frittage.
La couche sert donc ici de supportage intégré à la pièce pour éviter sa déformation, notamment son affaissement, lors du frittage.
On peut prévoir que la pièce comprend un pied, la couche formant un plan confondu avec un bord du pied.
Selon un mode de réalisation, on effectue au moins une opération d’usinage de façon à uniformiser une épaisseur de la couche.
La couche sert donc ici de renfort pendant l’usinage en permettant de rigidifier l’aube exposée à des déformations importantes lors de l’opération d’ébauche impliquant des efforts de coupe élevés.
Selon un mode de réalisation, on usine la couche et une face d’extrados en plusieurs passes ayant chacune une profondeur comprise entre 0,2 mm et 1 mm et/ou un pas de balayage compris entre 0,1 mm et 10 mm.
Ces paramètres d’usinage lors de l’opération de finition permettent de respecter les spécificités géométriques conformes au domaine de l’aéronautique et à la complexité de la forme en profil de la zone de veine d’air.
On prévoit aussi selon l'invention une pièce comprenant :
- une aube de turbomachine, l’aube comprenant une zone de veine d’air, et
- une couche distincte de l’aube, s’étendant sur la zone de veine d’air et présentant des cavités formant un motif périodique.
Cette pièce constitue le produit intermédiaire obtenu lors de la mise en oeuvre du procédé de l'invention, avant l'élimination de la couche.
Selon un mode de réalisation de cette pièce, le matériau utilisé est un alliage de titane et d’aluminium. On prévoit également selon l 'invention une aube de turbomachine, notamment de turbomoteur d'aéronef, l'aube comprenant une zone de veine d'air, l'aube résultant de la mise en oeuvre 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.
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 : les figures 1 et 2 sont des vues en perspective côté intrados d’une pièce intermédiaire obtenue dans un mode de mise en oeuvre du procédé de l’invention ; la figure 3 est une vue à plus grande échelle du côté intrados de la pièce des figures 1 et 2 ; les figures 4 et 5 sont des vues de la même pièce côté extrados ; les figures 6 et 7 illustrent la mise en position et le maintien en position de la pièce intermédiaire dans son porte-pièce pour la première phase d’usinage les figures 8 et 9 illustrent la trajectoire réalisée par la fraise pour la première phase d’usinage ; les figures 10 et 11 illustrent la mise en position et le maintien en position de la pièce intermédiaire dans son porte-pièce pour la deuxième phase d’usinage ; les figures 12 et 13 illustrent la trajectoire réalisée par la fraise pour la deuxième phase d’usinage ; la figure 1 est une vue analogue aux figures 4 et 5 montrant l’aube obtenue à partir de cette pièce intermédiaire ; et la figure 15 est une vue en demi-coupe d’un turboréacteur d’avion incorporant une telle aube. Nous allons présenter un mode de mise en oeuvre 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 aux figures 1 à 5.
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, visible en figures 2 et 4, présente deux faces principales, à savoir une face d’intrados 12 visible en figure 3 et une face d’extrados 14, visible aux figures 4, 5 et 14. Les deux faces sont délimitées chacune 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.
Comme illustré à la figure 2, la pièce 4 comprend une couche 20 s'étendant sur la zone de veine d’air, en l’espèce sur la face d’intrados 12. La couche a une épaisseur uniforme tout le long de la couche dont la valeur minimale vaut 2 mm au niveau du talon, dans le présent exemple.
Sur les cavités
La couche présente des cavités 22, visibles sur les figures 1 à 3, ouvertes du côté d’une face externe 21 de la couche 20 opposée à la zone de veine d’air 10. Chaque cavité s’étend sur toute l’épaisseur de la couche. Les cavités 22 s’étendent dans une plus grande partie de la couche 20 et celle-ci s’étend sur toute la zone de veine d’air 10.
Cette couche forme un plan confondu avec le bord du pied 26 visible sur la figure 1 .
Afin de faciliter la fabrication du moule et l’étape d’injection, chaque cavité 22 a une géométrie qui peut être décrite par une surface paramétrée, excluant tout point singulier, dont le profil est fermé et présente au moins un axe de symétrie. Dans un mode de réalisation illustré à la figure 3, les cavités 22 ont une forme hexagonale dont les sommets sont arrondis. On peut envisager dans un autre mode de réalisation que les cavités 22 ont un profil ayant une forme cylindrique ou elliptique.
Les cavités 22 forment ici un motif périodique. On veut dire par là que le motif se reproduit à l’identique le long d'une ou plusieurs lignes dans un plan parallèle à une direction longitudinale de la couche et parallèle à la largeur de la couche.
Les cavités 22 forment en l’espèce trois lignes de cavités identiques 33, 34, 35, visibles en figure 1 , chaque ligne étant parallèle à une longueur de la zone de veine d’air 28. Plus précisément, les cavités 22 forment trois lignes, à savoir des première, deuxième et troisième lignes. Les cavités de la première ligne 33 sont identiques entre elles. Les cavités de la troisième ligne 35 sont identiques entre elles et à celles de la première ligne 33. De plus, les cavités de ces deux lignes ont toutes la même orientation. En l’espèce, un côté de l’hexagone est parallèle aux bords d’attaque 16 et de fuite 18. Elles sont donc l’image les unes des autres par une translation.
Les cavités de la deuxième ligne 34 sont identiques entre elles et différentes des cavités des première et troisième ligne, en l’espèce plus grandes que celles- ci. Les cavités de la deuxième ligne ont toutes la même orientation. Elles sont donc l’image les unes des autres par une translation. Mais elles n’ont pas la même orientation que celles des deux autres lignes. En l’espèce, deux bords de l’hexagone sont parallèles aux bords d’attaque et de fuite. Elles sont l’image des cavités de première et troisième lignes par une similitude indirecte.
Les cavités sont disposées en quinconce.
Pour limiter les risques d’arrachement et de fissuration lors de l’éjection de la pièce intermédiaire 4 du moule, il est préférable que deux cavités 22 adjacentes soient au minimum distantes de 3 mm, valeur prise pour l’exemple illustré figure 3.
Chaque cavité 22 présente des faces latérales, au nombre de six, ayant des zones de raccordement avec un fond de la cavité et avec la face externe 21 de la couche 20, les zones de raccordement présentant un congé 30 ayant un rayon compris entre 0,2 mm et 1 mm. Le congé est convexe au niveau de la face externe et concave au niveau du fond. Sur les étapes du procédé
Obtention de la pièce intermédiaire
En l’espèce, la fabrication met en oeuvre une injection de poudre métallique.
Dans une première étape, on réalise donc 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 TiÀl 48-2-2. On obtient ainsi une ébauche de la pièce des figures 1 à 3, à savoir l’aube équipée de la couche. Il s’agit du « vert ». Dans cette ébauche, la poudre est 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 est ensuite 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 rétréci 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, on dispose la pièce en appui direct sur un support plan, la face externe 21 de la couche 20 étant située en partie inférieure et la face d’extrados 14 tournée vers le haut. Cette couche est donc en contact avec le support plan. Ce dernier assure un soutien local de la zone de veine d'air 10.
Cette couche forme un soutien mais aussi un raidisseur qui permet de préserver la forme de la pièce et son intégrité durant ces opérations, en particulier lors du frittage puis du refroidissement.
À l’issue de cette première phase de fabrication, on obtient donc une pièce 4 formant un produit intermédiaire constitué de l’aube 34 et de la couche 20 comme illustré aux figures 1 à 5. Usinage
Ensuite, on élimine la couche de la zone de veine d'air par deux phases d’usinage 200 et 300.
À cet effet, on effectue la mise en position et le maintien en position de la pièce dans un porte-pièce 202 pour la phase d’usinage 200. La figure 6 représente une vue de face d’une coupe de la pièce intermédiaire prise dans son porte-pièce 202, et la figure 7 la vue de dessus de la pièce dans la même configuration. La face externe 21 de la couche 20 est placée en appui direct sur une table 208. Ainsi, choisir comme référence pour la mise en position la face externe de la couche, couvrant 80% de la pièce intermédiaire, permet d’éviter les dispersions liées aux éventuels défauts de forme générés par le procédé et apporte de la robustesse au bridage. Trois contacts ponctuels 204 pouvant être matérialisés par des piges ou d’autres supports sont placés, à savoir un contre le pied 6 suivant la direction longitudinale et deux contre le bord d’attaque 16 suivant la direction de la largeur. Dans d’autre modes de réalisation, la première butée peut être placée au niveau du talon 8, de l’intrados 14 ou de l’extrados 16 et les deux autres contre le bord de fuite 18. Deux brides 206 placées au niveau de l’extrados 14 viennent compléter le maintien rigide en position de la pièce intermédiaire sur la table suivant la largeur et par le dessus contre la face d’extrados. Le nombre de contacts directs de la bride sur l’extrados peut être unique, ou supérieur ou égal à deux. La table, les butées et les brides forment le porte-pièce. De plus, ce porte-pièce sera dégagé côté pied 6 et talon 8 afin de libérer l’accessibilité des outils de fraisage à toutes ces zones.
Dans cette configuration, on effectue ensuite l’usinage du pied 6 et du talon 8 qui serviront de référentiel de posage et de zone de bridage pour la seconde phase d’usinage.
La trajectoire d’usinage pour la phase 200 est illustrée en vue du dessus de la pièce intermédiaire sur la figure 8, et en vue de face d’une coupe de la pièce intermédiaire sur les deux parties de la figure 9. La machine-outil utilisée comprend cinq ou six axes et le programme d’usinage suit les opérations suivantes : l a. une fraise à surfacer 210 vient dresser au niveau du pied 6 puis du talon 8 un premier plan côté extrados 14, l b. le porte-pièce 202 tourne, et l c. le second plan est dressé au niveau du talon 8 puis du pied 6 côté profil intrados 12.
Dans un autre mode de réalisation, la machine-outil ne comprend que trois axes, ce qui ne permet pas la rotation du porte-pièce 202. Ainsi, pour pouvoir usiner des deux côtés, il faut démonter la pièce et la retourner. Une phase d’usinage supplémentaire est donc à prévoir, séparant les opérations (1 a) et (1 c).
Ensuite, on effectue la mise en position et le maintien en position de la pièce dans un autre porte-pièce 302 pour la deuxième phase d’usinage 300 comme illustré sur la figure 10, représentant la vue de face d’une coupe de la pièce intermédiaire prise dans son porte-pièce 302, et la figure 11 , représentant la vue de dessus de la pièce prise dans son porte-pièce 302. Le pied 6 et le talon 8 sont placés en appui direct sur la table 308, formant une zone de contact suffisamment précise afin de respecter les tolérances géométriques lors du réglage et du bridage ainsi que la compatibilité des efforts de coupe nécessaires pour la deuxième phase d’usinage 300. Trois contact ponctuels 304 pouvant être matérialisés par des piges ou d’autres supports sont placés, à savoir deux contre le pied 6 et un contre le talon 8. Deux brides 306 placées au niveau du pied 6 et du talon 8 viennent assurer le maintien en position rigide de la pièce intermédiaire. Cette fois le maintien rigide a lieu exclusivement par le pied et le talon, laissant la zone de veine d’air 10 accessible pour l’usinage, le porte-pièce étant dégagé dans cette zone.
La trajectoire d’usinage pour la phase 300 est illustrée en vue du dessus de la pièce intermédiaire sur la figure 12, et en vue de face d’une coupe de la pièce intermédiaire sur la figure 13. La machine-outil utilisée comprend cinq ou six axes et le programme d’usinage suit les opérations suivantes :
2a. une fraise de type deux tailles 310 vient réaliser une opération d’ébauche sur la couche 20 de la pièce intermédiaire pour ramener cette face à une épaisseur identique à celle côté extrados 14 pouvant valoir 2 mm,
2b. La fraise vient réaliser une opération de finition sur cette même face d’intrados 16 progressant le long de la pièce par des mouvements de balayage en spirales ou hélicoïdaux jusqu’au profil final ou après 2 à 10 passes successives, 2c. le porte-pièce 302 tourne, et
2d. La fraise vient réaliser une opération de finition sur la face d’extrados 14 progressant le long de la pièce par des mouvements de balayage en spirales ou hélicoïdaux jusqu’au profil final ou pouvant se faire 2 à 10 passes successives.
Cet ordre des opérations permet de réaliser l’opération d’ébauche au maximum de matière, rigidifiant ainsi suffisamment la pièce intermédiaire soumise à des efforts de coupe importants liés à l’important volume de matière de la couche 20 et à la discontinuité de la couche à cause de la présence des cavités 22.
Les passes produisent de préférence un enlèvement de matière ayant une valeur comprise entre 0,2 mm et 1 mm et le pas de balayage a une valeur comprise 0,1 mm et 10 mm en fonction de la rugosité, des hauteurs de crêtes souhaitées et de la géométrie des outils de fraisage.
Dans un autre mode de réalisation, la machine-outil ne comprend que trois axes, ce qui ne permet pas la rotation du porte-pièce 302. Ainsi, pour pouvoir usiner des deux côtés, il faut démonter la pièce et la retourner. Une phase d’usinage supplémentaire est donc à prévoir, séparant les opérations (2a), (2b) de l’opération (2c).
Les outils coupants des fraises 210, 310 utilisés pourront présenter les caractéristiques suivantes :
- la matière est un carbure de type « micro grain » en monobloc ou en plaquette rapportée ;
- un revêtement de tout type est déposé ; et
- l’angle de coupe est compris entre -5° et +10° .
On peut prévoir que les vitesses de coupe sont comprises entre 20 m/mm et 100 m/mm et que l’avance est comprise entre 0,01 mm et 1 mm.
Des huiles solubles ou entières peuvent être utilisées sous une pression pouvant être comprise entre 5 bars et 150 bars (un bar valant 105 Pa).
Un lubrifiant par micro pulvérisation, au CO2 ou à l’azote peut être également utilisé. On obtient alors une pièce constituée de la seule aube 32 illustrée à la figure 14. 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.
Sur l’aube 32, la zone de veine d’air 10 présente une épaisseur qui est 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 de la couche 20. La couche et ses cavités 22 sont disposées et dimensionnées comme expliqué plus haut afin diminuer ce rapport. 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’épaisseur sur toute la pièce.
De plus, en l’absence du support par la couche 20, la zone de veine d'air 10 s’affaisserait lors de la fabrication. C’est la raison pour laquelle la couche vient en surépaisseur de la zone de veine d’air, afin de la supporter. Le motif périodique des cavités 22 permet de réduire les risques de différents types de déformation auxquels l’aube serait sinon exposée lors de la fabrication tout en minimisant les coûts.
En outre, on veillera de préférence à prendre en compte dans la conception de la pièce à fabriquer et formant l’ensemble aube-couche les contraintes d’injection et les phénomènes de ségrégation, de porosité à coeurs 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 15. 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 15 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 la couche 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 d’un mélange comprenant un liant et une poudre, elle peut être utilisée dans tous domaines techniques.

Claims

Revendications
1 . Procédé de fabrication d'une aube (32) de turbomachine (100), dans lequel :
- on fabrique une pièce (4) comprenant une zone de veine d’air (10) et une couche (20) recouvrant la zone, la couche présentant des cavités (22) formant un motif périodique, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre ;
- on élimine de la pièce une plus grande partie du liant ;
- on effectue un frittage de la pièce ; et
- on élimine la couche (20) de la pièce pour obtenir l’aube (32).
2. Procédé selon la revendication précédente dans lequel les cavités (22) sont ouvertes sur une face externe (21 ) de la couche (20) opposée à la zone de veine d’air (10).
3. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) sont disposées en quinconce.
4. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) forment au moins une ligne de cavités identiques, la ligne étant parallèle à une longueur de la zone de veine d’air (10).
5. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) forment au moins une première ligne et une deuxième ligne, les cavités de la première ligne étant identiques entre elles, les cavités de la deuxième ligne étant identiques entre elles, les cavités de la première ligne étant différentes des cavités de la deuxième ligne.
6. Procédé selon la revendication précédente dans lequel les cavités (22) de la première ligne ont un profil présentant une orientation différente des cavités de la deuxième ligne.
7. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel chaque cavité (22) a un profil fermé.
8. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel chaque cavité (22) a un profil qui présente au moins un axe de symétrie.
9. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel chaque cavité (22) a un profil hexagonal.
10. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel chaque cavité (22) est configurée de sorte que la cavité peut être décrite par une surface paramétrée excluant tout point singulier.
11. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel chaque cavité (22) présente des faces latérales ayant des zones de raccordement avec un fond de la cavité et avec une face externe de la couche, les zones de raccordement présentant un congé ayant un rayon compris entre 0,2 mm et 1 mm.
12. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) sont disposées de sorte qu’une distance entre deux cavités adjacentes est supérieure ou égale à 3 mm, par exemple supérieure ou égale à 6 mm.
13. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) s’étendent dans une plus grande partie de la couche (20).
14. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel les cavités (22) s’étendent dans toute une épaisseur de la couche (20).
15. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la couche (20) s’étend sur toute la zone de veine d’air (10).
16. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel la couche recouvre un intrados de la zone de veine d’air (12).
17. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel une épaisseur de la couche (20) est uniforme.
18. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel on place la couche (20) en appui direct sur un support, notamment au cours de l’étape de frittage.
19. Procédé selon l’une des revendications précédentes, la pièce comprenant un pied (6), la couche (20) formant un plan confondu avec un bord du pied (26).
20. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel on effectue au moins une opération d’usinage de façon à uniformiser une épaisseur de la couche (20).
21. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel on usine la couche (20) et une face d’extrados (14) en plusieurs passes ayant chacune une profondeur comprise entre 0,2 mm et 1 mm.
22. Procédé selon au moins l’une des revendications précédentes dans lequel on usine la couche (20) et une face d’extrados (14) en plusieurs passes ayant chacune un pas de balayage compris entre 0,1 mm et 10 mm.
23. Pièce (4) comprenant :
- une aube (32) de turbomachine, l’aube comprenant une zone de veine d’air (10), et
- une couche (20) distincte de l’aube, s’étendant sur la zone de veine d’air (10) et présentant des cavités (22) formant un motif périodique.
24. Aube (32) de turbomachine, notamment de turbomoteur (100) d’aéronef, l’aube comprenant une zone de veine d’air (10) et résultant de la mise en oeuvre d’un procédé selon au moins l’une des revendications 1 à 22.
25. Turbomachine (100) comprenant au moins une aube (32) selon la revendication précédente.
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