FR2580967A1 - Procede pour fabriquer un element composant de turbomachine et element ainsi obtenu - Google Patents
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Abstract
POUR FORMER L'ELEMENT COMPOSANT POUR TURBOMACHINE, ON DISPOSE DES PLANS AERODYNAMIQUES 24 SELON UN AGENCEMENT ANNULAIRE, AVEC LEURS PARTIES D'EXTREMITE EXTERNES ET INTERNES NOYEES DANS DES MODELES D'ANNEAU DE CARENAGE RESPECTIVEMENT EXTERNE 38 ET INTERNE 34 EN CIRE; ON FORME UN MOULE 88 EN RECOUVRANT CES ELEMENTS AVEC UNE CERAMIQUE, PUIS ON RETIRE LA CIRE POUR FORMER DES CAVITES DE MOULAGE. CELLES DES ANNEAUX DE CARENAGE SONT REMPLIES DE METAL FONDU QUI SE SOLIDIFIE POUR FORMER LES ANNEAUX DE CARENAGE INTERNE ET EXTERNE QUI RELIENT LES PLANS AERODYNAMIQUES. POUR ABSORBER LA DILATATION THERMIQUE DES PLANS AERODYNAMIQUES PAR RAPPORT AUX ANNEAUX DE CARENAGE, ON PREVOIT ENTRE AU MOINS UNE PARTIE D'EXTREMITE DES PLANS AERODYNAMIQUES ET UN ANNEAU DE CARENAGE, UN JOINT A GLISSEMENT POUR LA CONSTITUTION DUQUEL LE METAL FONDU SE SOLIDIFIE DANS LES CAVITES DE MOULAGE DES ANNEAUX DE CARENAGE SANS FORMER DE LIAISONS METALLURGIQUES AVEC LES PLANS AERODYNAMIQUES.
Description
PROCEDE POUR FABRIQUER UN ELEMENT COMPOSANT DE TURBOMACHINE
ET ELEMENT AINSI OBTENU
La présente invention concerne un élément composant nouveau et perfectionné pour turbomachine, et le procédé au moyen duquel il est fabriqué. Spécifiquement, la présente invention concerne un élément composant de turbomachine comprenant un ensemble de plans aérodynamiques disposés selon un agencement annulaire entre des anneaux
de carénage interne et externe.
Habituellement, les turbomachines comprennent un stator comportant des plans aérodynamiques ou aubes qui dirigent un flux de gaz à haute température contre les aubes d'un rotor. Pour résister à des conditions de fonctionnement sévères, il a été suggéré dans la brevet US 4 464 094 que les anneaux de carénage d'une turbomachine soient construits de manière que les plans aérodynamiques présentent une structure cristallographique à cristal unique ou à grains columnaires. Les plans aérodynamiques montrés dans ce brevet s'étendent entre des anneaux de carénage présentant des structures cristallographiques à cristal unique ou à grains columnaires, dont la direction de croissance est
transversale aux bords avant et arrière des plans aérodynamiques.
Dans le brevet US 4 464 094, les anneaux de carénage sont coulés en segments séparément des plans aérodynamiques. Les plans aérodynamiques sont alors reliés aux segments d'anneaux de carénage par une opération de brasage. Dans les brevets US 4 008 052 et 4 195 683, du métal fondu est solidifié autour de parties d'extrémité de plans
aérodynamiques préformés.
Pour réduire au minimum les contraintes thermiques des éléments composants d'une turbomachine, il a été suggéré dans le brevet US 3 075 744 que les extrémités extérieures des plans aérodynamiques soient mobiles par rapport à un anneau de carénage extérieur pour absorber la dilatation thermique des plans aérodynamiques. Les extrémités internes des plans aérodynamiques sont ancrées dans l'anneau de carénage interne. Les extrémités externes des plans aérodynamiques sont reliées à l'anneau de carénage externe par des joints à glissement. La présente invention concerne un procédé nouveau et perfectionné de fabrication d'un élément composant perfectionné pour turbomachine, comprenant un ensemble de plans aérodynamiques disposés selon un
agencement annulaire être des anneaux de carénage interne et externe.
Pour la mise en oeuvre du procédé de fabrication de cet élément composant pour turbomachine, on dispose les plans aérodynamiques selon un agencement annulaire, les parties d'extrémité- des plans aérodynamiques étant noyées dans des modèles en cire des anneaux de carénage interne et externe. Une fois qu'un modèle d'attaque de coulée en cire a été relié aux modèles en cire des anneaux de carénage, tout
l'ensemble est recouvert d'un matériau céramique pour former un moule.
La cire des modèles des anneaux de carénage et d'attaque de coulée est alors retiree pour laisser subsister des cavités de moulage pour les anneaux de carénage interne et externe, dans lesquelles sont disposées
les parties d'extrémité internes et externes des plans aérodynamiques.
Les cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe sont alors remplies de métal fondu qui se dispose autour des parties d'extrémité des plans aérodynamiques. Pendant le remplissage des cavités de moulage des plans aérodynamiques avec du métal fondu, les plans aérodynamiques sont maintenus dans une position spatiale sélectionnée par rapport aux cavités de moulage des anneaux de carénage par le matériau à moule en céramique. Quand le métal fondu se trouvant dans les cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe s'est solidifié, l'élément composant de la turbomachine est retiré du moule. Pour réduire au minimum les contraintes thermiques pendant l'utilisation de l'élément composant de la turbomachine, on prévoit des joints à glissement entre les plans aérodynamiques et un anneau de carénage pour absorber la dilatation thermique des plans aérodynamiques par rapport aux anneaux de carénage. Ainsi, une extrémité de chacun des plans aérodynamiques est ancrée dans l'un des anneaux de carénage alors que des joints à glissement sont prévus entre les plans aérodynamiques et l'autre anneau de carénage. Lorsque les plans aérodynamiques sont chauffés à une température dépassant la température des anneaux de carénage, la dilatation thermique des plans aérodynamiques amène les
Joints à glissement à s'ouvrir.
Pour rendre optimales les caractéristiques de fonctionnement de l'élément composant de la turbomachine, les anneaux de carénage et les plans aérodynamiques peuvent être constitués en des métaux présentant des compositions différentes et des structures cristallographiques différentes. Ainsi, les anneaux de carénage peuvent être constitués en un métal qui est différent du métal des plans aérodynamiques. De même, les anneaux de carénage peuvent être respectivement formés en des métaux différents, qui sont tous les deux différents du métal des plans aérodynamiques. Les plans aérodynamiques peuvent être formés avec une
structure soit à cristal unique soit à grains columnaires.
Les buts et caractéristiques qui précèdent de la présente invention, et d'autres, seront mieux compris à la lecture de la
description qui suit, en référence aux dessins annexes dans lesquels:
la figure 1 est une vue en perspective d'un élément composant de turbomachine construit selon la présente invention, la figure 2 est une vue en plan d'un plan aérodynamique en métal utilisé dans l'élément composant de turbomachine de la figure 1, la figure 3 est une vue en bout prise de façon générale le long de la ligne 3-3 de la figure 2, montrant la construction du plan aérodynamique, la figure 4 est une vue en coupe prise généralement le long de la ligne 4-4 de la figure 2, montrant la configuration des parties d'extrémité interne et externe du plan aérodynamique, la figure 5 est une vue en perspective du plan aérodynamique en métal de la figure 2, avec des segments de modèles en cire des anneaux de carénage reliés aux extrémités opposées du plan aérodynamique, la figure 6 est une vue en élévation schématique montrant la manière selon laquelle les segments d'un modèle d'anneau de carénage externe sont placés en butée pour positionner les plans aérodynamiques les uns par rapport aux autres, la figure 7 est une vue en perspective d'un agencement annulaire des plans aérodynamiques en métal de la figure 2 reliés à des modèles en cire de dispositifs d'attaque de coulée et d'anneaux de carénage, la figure 8 est une vue en coupe partielle montrant la manière selon laquelle le matériau en céramique du moule recouvre les plans aérodynamiques et les modèles des anneaux de carénage, la figure 9 est une vue en coupe partielle prise de façon générale selon la ligne 9-9 de la figure 8, montrant la manière selon laquelle le matériau à moule en céramique recouvre des parties d'ôn modUle de dispositif d'attaque de coulée relié au modèle de l'anneau de carinage externe, la figure 10 est une vue en coupe partielle montrant le rapport entre les plans aérodynamiques en métal et les cavités de moalae des anneaux de carénage formées par le retrait des modèles des amneaux de carénage de la figure 8, la figure 11 est une vue en coupe et en élévation prise de façon générale selon la ligne 11-11 de la figure 10, montrant la manière selon laquelle les passages d'attaque de coulée sont reliées aux parties supérieure et inférieure de la cavité de moulage de l'anmea de carénage externe en vue d'assurer une communication fluldiqe, la figure 12 est une vue en plan et en coupe partielle moetramt le rapport entre les plans aérodynamiques et les anneaux de careéage interne et externe coulés dans les cavités de moulage d'aneax de carénage de la figure 10, la figure 13 est une vue en coupe partielle prise de façon générale selon la ligne 13-13 de -la figure 12, montrant le rapport entre un plan aérodynamique, un anneau de carénage externe et le cetal
qui s'est solidifié dans les passages d'attaque de coulée.
la figure 14 (sur la planche 2 des dessins) est e m e schématique en coupe illustrant le rapport entre un plan airoudyaiqme et les anneaux de carénage interne et externe lorsque le plan aérodynamique et les anneaux de carénage sont à la même température. et la figure 15 est une vue en coupe partielle, g&era let similaire à la figure 14, montrant la manière selon laquelle la dilatation thermique d'un plan aérodynamique ouvre un joint à
glissement entre le plan aérodynamique et l'anneau de carnage externe.
Un élément composant 20 pour turbomachine construit selon la présente invention est illustré à la figure 1. Dans le présent cas, l'élément composant 20 pour turbomachine est un stator qui est destiné à être monté de façon fixe entre la chambre de combustion et le rotor du premier étage d'une turbomachine. Les gaz chauds provenant de la chambre de combustion sont dirigés contre un agencement annulaire 22 de plans aérodynamiques ou aubes 24 qui s'étend entre un anneau de carénage circulaire interne 26 et un anneau de carénage circulaire externe 28. Bien que l'on pense que l'élément composant 20 pour turbomachine construit selon la présente invention sera particulièrement avantageux s'il est utilisé entre la chambre de combustion et le rotor du premier étage d'une turbomachine, on comprendra que des éléments composants de turbomachines selon la présente invention puissent être utilisés en d'autres emplacements d'un moteur. Selon une caractéristique de la présente invention, les plans aérodynamiques 24 sont formés séparément des anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Ceci permet aux plans aérodynamiques 24 d'être formés en métal et/ou des matériaux céramiques qui peuvent résister à des températures de fonctionnement extrêmement élevées auxquelles ils sont exposés dans la turbomachine. Du fait que les anneaux de carénage 26 et 28 sont soumis à des conditions de fonctionnement qui diffèrent un peu des conditions de fonctionnement auxquelles les plans aérodynamiques 24 sont soumis, les anneaux de carénage 26 et 28 peuvent atre avantageusement réalisés en des matériaux qui sont différents des matériaux des plans aérodynamiques 24. Les plans aérodynamiques 24 (figures 2-4) sont formés séparément des anneaux de carénage 26 et 28. Dans le présent cas, les anneaux de carénage 24 sont coulés sous forme d'un cristal unique d'un superalliage métallique au nickel-chrome. Les plans aérodynamiques 24 peuvent être coulés par un procédé généralement similaire à celui décrit dans le brevet US 3 494 709. Mais on comprendra que les plans aérodynamiques 24 puissent être formés avec une structure cristallographique différente et/ou un matériau différent si on le désire. Par exemple, on peut envisager que les plans aérodynamiques 24 présentent une structure cristallographique à grains columnaires, ou puissent ître formés en une céramique ou en un matériau en métal et
céramique si on le désire.
Pour fabriquer l'élément composant pour turbomachine 20, on noie une partie d'extrémité 32 du plan aérodynamique 24 en métal dans un modèle en cire 34 de l'anneau de carénage interne (voir figure 8). De même, on noie une partie d'extrémité externe 36 de chacun des plans aérodynamiques en métal 24 dans un modèle en cire 38 de l'anneau de carénage externe. Les plans aérodynamiques et les modèles en cire des anneaux de carénage interne et externe 34 et 38 sont recouverts d'un
matériau à moule en céramique 40 pour former un moule 42.
La cire des modèles 34 et 38 des anneaux de carénage est alors retirée du moule 42 pour y laisser subsister deux cavités de moulage circulaires 44 et 46 pour les anneaux de carénage. Les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage s'étendent complètement autour des parties d'extrémité internes et externes 32 et 36 des plans aérodynamiques 24. Cependant, les surfaces d'extrémité des parties d'extrémité externes 36 des plans aérodynamiques 24 sont recouvertes du
matériau à moule en céramique 40 (figures 10 et 11).
Les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage sont alors remplies de métal fondu. Le métal fondu se solidifie pour former les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Quand le métal fondu se solidifie, les plans aérodynamiques 24 se comportent comme des éléments réfrigérants qui provoquent la solidification du métal fondu des anneaux de carénage dans une direction transversale aux bords avant
et arrière 52 et 54 (figure 2) des plans aérodynamiques 24.
Un dépSt d'oxyde se forme sur les plans aérodynamiques en métal 24 pendant leur traitement. Le dépôt d'oxyde empêche la formation de liaisons métallurgiques entre les plans aérodynamiques 24 et les anneaux de carénage 26 et 28. Ainsi, il n'y a qu'une interconnexion mécanique entre les anneaux de carénage 26 et 28 et les plans
aérodynamiques 24.
Comme les anneaux de carénage 26 et 28 sont coulés séparément des plans aérodynamiques 24, les anneaux de carénage peuvent être formés en un métal qui est différent du métal des plans aérodynamiques 24. Ainsi, dans le cas spécifique décrit ici, les plans aérodynamiques 24 ont été coulés sous forme de cristaux uniques d'un superalliage de nickel-chrome alors que les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 étaient formés en un superalliage cobalt-chrome, tel que le MAR M509. Bien que les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 aient été coulés avec le même métal, on peut envisager que l'anneau de carénage interne 26 soit coulé en un métal et que l'anneau de carénage externe 28 soit coulé en un autre métal. Les plans aérodynamiques 24 sont alors formés en un troisième métal ou en un matériau céramique pour rendre optimales les caractéristiques de fonctionnement de
l'élément composant pour turbomachine 20.
Pendant le fonctionnement d'une turbomachine, les plans aérodynamiques 24 sont chauffés à des températures supérieures à celles des anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. En raison du fait que les plans aérodynamiques 24 sont chauffés à une température supérieure à celle des anneaux de carénage 26 et 28, la dilatation thermique des plans aérodynamiques 24 est plus forte que celle des anneaux de carénage. Selon une caractéristique de la présente invention, on prévoit des joints à glissement 58 (voir figure 14) entre l'anneau de carénage externe 28 et la partie d'extrémité externe 36 de chacun des plans aérodynamiques 24 pour absorber la dilatation thermique des plans aérodynamiques. Bien que les joints à glissement 58 aient été montrés disposés entre l'anneau de carénage externe 28 et les plans aérodynamiques 24, ils pourraient également être situés entre l'anneau de carénage interne 26 et les plans aérodynamiques si on le souhaite. La partie d'extrémité interne 32 de chacun des plans aérodynamiques 24 est ancrée dans l'anneau de carénage interne 26 et maintenu de manière à ne pas pouvoir effectuer de mouvement axial par rapport à ce dernier. Donc, lorsque les plans aérodynamiques sont chauffés à une température qui est supérieure à la température des anneaux de carénage 26 et 28, chaque plan aérodynamique 24 se dilate radialement vers l'extérieur et ouvre un joint à glissement 58 (figure ) entre la partie d'extrémité externe 36 du plan aérodynamique et l'anneau de carénage externe 28. Du fait de l'ouverture des joints à glissement 58 de la manière illustrée à la figure 15, on évite
l'application de contraintes thermiques aux plans aérodynamiques 24.
Comme il n'existe pas de liaison métallurgique entre les plans aérodynamiques 24 et l'anneau de carénage externe 28, les joints à glissement 58 s'ouvrent facilement en appliquant un minimum de
contraintes aux plans aérodynamiques.
Chacun des plans aérodynamiques identiques 24 (figure 2) comprend une partie d'extrémité interne 32 relativement large. Ainsi, la partie d'extrémité interne 32 comprend une section de joue 62 s'étendant vers l'extérieur à partie de la partie de bord avant 52 du plan aérodynamique. La section de joue 62 qui fait saillie vers l'extérieur détermine une interconnexion mécanique entre le plan aérodynamique 24 et l'anneau de carénage interne 26 sur une distance courbe substantielle le long de l'anneau de carénage 26. De plus, la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique présente une configuration bulbeuse pour déterminer un embottement mécanique entre l'anneau de carénage interne 26 et la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24. En raison de la connexion mécanique entre la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24 et l'anneau-de carénage interne 26, la partie d'extrémité interne 32 de chaque plan aérodynamique 24 est ancrée et ne peut pas se déplacer radialement vers
l'extérieur de l'anneau de carénage interne.
La partie d'extrémité externe 36 du plan aérodynamique 24 va en se réduisant vers l'intérieur depuis l'anneau de carénage externe 28 en
direction de l'anneau de carénage interne 26 (voir figures 4 et 14).
Ainsi la partie d'extrémité externe du plan aérodynamique 24 comprend une paire d'aires de surface latérales en pente 66 et 68 qui sont inclinées radialement vers l'intérieur jusqu'à une surface latérale concave majeure 70 et une surface latérale convexe majeure 72. De plus, la partie de bord extérieure 36 du plan aérodynamique 24 comprend une section d'extrémité 73. La section d'extrémité 73 et les surfaces latérales 70 et 72 sont en contact avec le matériau à moule en céramique 40 (figures 8 et 9) pour ancrer fermement le plan
aérodynamique 24 dans le moule 42.
Les modèles en cire des anneaux de carénage 34 et 38 (figures 7 et 8) sont formés en reliant des modèles de segments 78 et 80 des anneaux de carénage interne et externe (figure 5). Le segment modèle en cire 78 de l'anneau de carénage interne est relié à la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24. Le modèle de segment en cire 80 de l'anneau de carénage externe est relié à la partie d'extrémité externe
36 du plan aérodynamique 24.
Pour monter des modèles de segments en cire 78 et 80 sur les parties d'extrémité interne et externe 32 et 36 du plan aérodynamique 24, on dispose le plan aérodynamique de manière que ses parties d'extrémité interne et externe 32 et 36 s'étendent dans des cavités formant logement. Les cavités formant logements ont une configuration qui correspond à la configuration des modèles de segments 78 et 80. La
matière chaude est alors injectée dans les cavités formant logements.
Le cire chaude se solidifie pour former les modèles de segments 78 et 80. La cire chaude qui est utilisée pour former les modèles de segments 78 et 80 peut être soit une cire naturelle soit une substance artificielle présentant des caractéristiques généralement semblables à celles des cires naturelles. Ainsi, la cire utilisée pour former les modèles de segments 78 et 80 peut être une matière polymère telle que
du polystyrène.
Le modèle de segment interne en cire 78 s'étend complètement autour de la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24 et
entoure presque complètement l'extrémité interne du plan aérodynamique.
Le modèle de segment externe en cire 80 s'étend complètement autour de la partie d'extrémité externe 36 du plan aérodynamique 24. Cependant, l'extrémité externe 73 du plan aérodynamique 24 est exposée. Comme les surfaces latérales 66 et 68 de la partie d'extrémité externe du plan aérodynamique 24 vont en se réduisant vers l'intérieur (voir figure ), l'extrémité externe exposée 73 du plan aérodynamique 24 a une aire de section transversale plus importante dans un plan perpendiculaire à un axe central du plan aérodynamique que dans toute autre section
transversale de la partie d'extrémité externe du plan aérodynamique.
Pour couler les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28, on fabrique un modèle d'ensemble 88 (figure 7). Le modèle d'ensemble comprend le modèle 34 de l'anneau de carénage interne en cire, le modèle 38 de l'anneau de carénage extérieur en cire et le modèle d'attaque de coulée en cire 90. Le modèle d'attaque de coulée en cire , comme les modèles d'anneaux de carénage 34 et 38, peuvent être formés soit en cire naturelle, soit en une substance artificielle présentant des caractéristiques qui sont généralement semblables à
celles des cires naturelles.
Les modèles en cire 34 et 38 des anneaux de carénage interne et externe sont formés en positionnant les modèles de segments en cire 78 et 80 en les amenant en contact par butée (figure 5). Les modèles de segments en cire internes 78 sont incurvés de manière à former un segment du modèle annulaire 34 de l'anneau de carénage interne. De manière similaire, les modèles de segments externes 80 sont incurvés pour former un segment du modèle 38 de l'anneau de carénage annulaire externe. Dans l'élément composant 20 pour turbomachine qui est illustré, il existe trente et un plans aérodynamiques 34 dans l'agencement circulaire 22 (figures 1 et 7) des plans aérodynamiques. Dans ce cas, chacun des modèles de segments en cire 78 et 80 (figure 5) a une étendue courte correspondant approximativement à 11il,6 d'un modèle d'anneau de carénage 34 ou 36. Naturellement, l'étendue courbe des modèles de segments en cire 78 et 80 dépend du nombre spécifique de
plans aérodynamiques 24 prévus dans l'agencement annulaire 22.
Pour former le modèle 38 de l'anneau de carénage externe, on amène une extrémité verticale avant 94 (figure 5) de chacun des modèles de segments 80 de l'anneau de carénage externe en contact par butée avec une extrémité verticale arrière 96 d'un modèle de segment adjacent 80 de l'anneau de carénage externe (figure 6). De plus, un côté avant incliné vers le haut 98 du modèle de segment 80 de l'anneau de carénage externe (figure 5) est amené en contact par butée contre un c8té arrière 100, incliné vers le haut, d'un modèle de segment adjacent de l'anneau de carénage externe (figure 6). Quand les surfaces 94, 96, 98 et 100 des modèles de segments 80 de l'anneau de carénage externe ont été amenés en contact par butée de la manière montrée à la figure 6, les modèles de segments 80 de l'anneau de carénage forment un anneau circulaire présentant une configuration correspondant à la
configuration désirée pour l'anneau de carénage externe 28.
Simultanément à la mise en contact des segments 80 de l'anneau de carénage externe, les segments 78 de l'anneau de carénage interne sont placés en contact par butée. Ainsi, le modèle de segment en cire 78 de l'anneau de carénage interne (figure 5) présente une extrémité avant verticale 104 et une extrémité arrière verticale 106 (figure 5). Le modèle de segment 78 de l'anneau de carénage interne comprend également des côtés avant et arrière en pente 108 et 110. Les cotés 104, 106, 108 et 110 (figure 5) des modèles de segments 78 de l'anneau de carénage interne sont amenés en contact par butée avec des modèles de segments
adjacents de l'anneau de carénage interne.
Lorsque les modèles de segments 78 et 80 des anneaux de carénage interne et externe ont été mis en contact par butée, les modèles de segments des anneaux de carénage sont interconnectés au moyen d'un adhésif approprié, ou d'une cire chaude pour relier fiablement les modèles de segments des anneaux de carénage et former les modèles en cire 34 et 38 des anneaux de carénage interne et externe. Les plans aérodynamiques 24 s'étendent entre les modèles coaxiaux interne et externe 34 et 38 des anneaux de carénage en cire, dans une direction radiale. Lorsque les modèles de segments 78 et 80 des anneaux de carénage ont été interconnectés pour former les modèles en cire 34 et 38 des anneaux de carénage interne et externe, le modèle du dispositif d'attaque de coulée en cire 90 est relié aux modèles en cire des anneaux de carénage. Ainsi, des modèles de dispositifs d'attaque de coulée en cire intérieurs identiques 114 sont reliés aux côtés situés radialement à l'intérieur du modèle en cire 34 de l'anneau de carénage interne (figure 7). De même, un modèle de dispositif d'attaque de coulée en cire annulaire extérieur 116 est relié au côté situé radialement à l'extérieur du modèle en cire de l'anneau de carénage externe 38. Les modèles des dispositifs d'attaque de coulée internes en cire 114 et les modèles des dispositifs d'attaque de coulée externes en cire 116 sont reliés à un dispositif à colonne de descente et à cuvette
de versage de cire 120.
Pendant le versage du métal fondu dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe (figure 10), les plans aérodynamiques 24 font fonction d'éléments réfrigérants de manière que le métal fondu ait tendance à se solidifier vers l'extérieur à partir des plans aérodynamiques 24, en direction des parties d'extrémités supérieures et inférieures des cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe. Cette solidification directionnelle du métal fondu dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe améliore les caractéristiques de
fonctionnement des anneaux de carénage interne et externe 26 et 28.
Cependant, l'effet réfrigérant des plans aérodynamiques 24 a pour résultat que le métal fondu se trouvant entre plans aérodynamiques adjacents 24 se solidifie avant le métal fondu se trouvant dans les parties d'extrémités axialement à l'extérieur des cavités de moulage 44
et 46 des anneaux de carénage.
Pour éviter la formation de défauts dus à des retraits dans l'anneau de carénage externe 28, le dispositif d'attaque de coulée extérieur en cire 116 est relié à la partie d'extrémité supérieure dans le sens axial du modèle 38 de l'anneau de carénage externe par des bras d'attaque de coulée supérieurs en cire 126. De même, le dispositif d'attaque de coulée extérieur en cire 116 est relié à la partie inférieure du modèle 38 de l'anneau de carénage externe 38 par des bras d'attaque de coulée inférieurs en cire 128. Les connexions entre les bras d'attaque de coulée supérieurs en cire 126 et la partie d'extrémité supérieure du modèle d'anneau de carénage extérieur 38 ont été indiquées par les cercles en traits mixtes à la figure 6. De même, les connexions entre les bras d'attaque de coulée inférieurs en cire 128 et la partie inférieure du modèle d'anneau de carénage 38 ont été
indiqués par des cercles 134 à la figure 6.
Les bras d'attaque de coulée 126 et 128 sont reliés à un dispositif annulaire et circulaire d'attaque de coulée en cire 138 qui entoure le modèle de l'anneau de carénage externe 38, en s'étendant radialement vers l'intérieur à partir de celui-ci. Le dispositif annulaire d'attaque de coulée 138 est relié à la colonne de descente et à la cuvette de versage 120 par les dispositifs d'attaque de coulée en cire 140. On notera que les dispositifs d'attaque de coulée en cire 140 sont également reliés directement à la partie d'extrémité supérieure du
modèle d'anneau de carénage externe 38.
Les parties d'extrémités internes 32 des plans aérodynamiques 24 s'étendent dans la cavité de moulage 44 de l'anneau de carénage externe et déterminent la solidification du métal fondu dans une direction allant ens'éloignant des parties d'extrémité des plans aérodynamiques de la même manière que celle qui a été expliquée précédemment en
liaison avec la cavité de moulage 46 de l'anneau de carénage interne.
Les dispositifs d'attaque de coulée intérieurs en cire 114 sont donc reliés à la fois aux parties d'extrémité supérieures et inférieures en direction axiale de la cavité de moulage 44 de l'anneau de carénage interne pour éviter la formation de défauts dus à des retraits. Des dispositifs d'attaque de coulée intérieurs en cire 114 sont également reliés directement au dispositif à colonne de descente et à cuvette de
versage en cire 120.
Lorsque le modèle d'ensemble (figure 7) est terminé, on le recouvre d'un matériau à moule approprié. Le matériau à moule se solidifie sur l'extérieur des modèles en cire 34, 38 et 90 et, après retrait du matériau des modèles en cire, forme un moule présentant des cavités dont les configurations correspondent aux configurations du
modèle d'ensemble en cire 88.
Pour former un moule 42, la totalité du modèle d'ensemble 88 (figure 7) est complètement recouverte d'un matériau à moule en céramique liquide. Ce matériau à moule en céramique 40 (figure 8) recouvre complètement les surfaces exposées des plans aérodynamiques en métal 24, l'anneau de carénage interne en cire 34, l'anneau de carénage externe en cire 38 et le dispositif d'attaque de coulée en cire 90. La totalité du modèle d'ensemble 88 peut être recouverte du matériau à moule encéramique liquide en plongeant le modèle d'ensemble de façon
répétée dans un matériau à moule en céramique liquide.
Bien que de nombreux types différents de matériaux à moule en céramique puissent être utilisés, une boue considérée à titre d'exemple contient de la silice, du zircon et autres matériaux réfractaires fondus, en combinaison avec des liants. On peut utiliser des liants chimiques tels que de l'éthalsilicate, du silicate de sodium et de la silice colloïdale. De plus, la boue peut contenir des formateurs de film appropriés tels que des alginates, pour contr8ler la viscosité et mouiller les agents de façon à contr8ler les caractéristiques de
coulabilité et la mouillabilité des modèles.
Selon les pratiques habituelles, le revêtement de boue initial qui est appliqué au modèle d'ensemble 88 peut contenir un matériau
réfractaire finement divisé pour produire un fini de surface précis.
Une boue typique destinée à un premier revêtement peut contenir environ 29% d'une suspension de silice colloïdale, sous forme d'un concentré compris entre 20% et 30%. De la silice fondue ayant une granulométrie de 325 ou moins et selon une quantité de 71% peut être utilisée avec moins de 1 à 10% en poids d'un agent de mouillage. Généralement, le poids spécifique du matériau à moule en céramique peut être de l'ordre de 1,75 à 1,80 et présenter une viscosité de 40 à 60 secondes quand on la mesure avec une coupe de Zahn numéro 5 entre 24 et 27 C. Apres application du revêtement initial, la surface est stuquée avec des matériaux réfractaires dont la granulométrie est de l'ordre de 60 à 200. Bien que l'on ait décrit un type spécifique et connu d'un matériau à moule en céramique, on peut utiliser d'autres types connus de
matériaux à moule si on le désire.
Le matériau à moule en céramique 40 (figure 8) recouvre et est en contact direct avec les surfaces latérales majeures 70, 72 des plans aérodynamiques en métal 24. De plus, le matériau à moule recouvre l'extrémité exposée 74 des plans aérodynamiques 24 (voir figures 8 et 9). En raison de la configuration allant en se réduisant vers l'intérieur des parties d'extrémité 36 des plans aérodynamiques 24, le matériau à moule en céramique recouvre les parties d'extrémité à
l'endroit o leurs aires en section transversale sont maximales.
Bien que les extrémités 72 des plans aérodynamiques soient montrées faisant saillie vers l'extérieur, on peut envisager que les extrémités des plans aérodynamiques s'étendent généralement parallèlement à la surface latérale du modèle 38 de l'anneau de carénage externe si on le désire. Quand l'économie de poids constitue un facteur important, on peut envisager de réduire la partie d'extrémité 72 des plans aérodynamiques pour éliminer tout métal en excès. Le matériau à moule en céramique 40 entoure complètement les
modèles 34 et 38 des anneaux de carénage interne et externe (figure 8).
De plus, le matériau à moule en céramique 40 recouvre le modèle du dispositif d'attaque de coulée en cire 90. Ainsi, les bras d'attaque de coulée en cire supérieurs et inférieurs 126 -et 128 sont complètement
entourés par le matériau à moule en céramique 40 (voir figure 9).
Naturellement, tous les autres éléments composants des modèles des dispositifs d'attaque de coulée en cire 90 sont également entourés par
le matériau à moule en céramique 40.
Quand le matériau à moule en céramique 40 a séché au moins en partie, le moule 42 est chauffé de façon à faire fondre la cire des modèles d'anneaux de carénage interne et externe 34 et 38 et des modèles des dispositifs d'attaque de coulée en cire 90. La cire fondue est déversée du moule 42 par une extrémité ouverted'une combinaison cuvette de versage et colonne de descente formée par le modèle de cuvette de versage et de colonne de descente 120 de la figure 7. Il en résulte des cavités de moulage 44 et 46 pour les anneaux de carénage interne et externe, qui sont reliées à une combinaison colonne de descente-cuvette de versage dont la configuration correspond au modèle de colonne de descente et cuvette de versage 120 par des passages qui correspondent à la configuration des modèles des dispositifs d'attaque
de coulée en cire.
Deux passages d'attaque de coulée 144 et 146 présentant des configurations correspondant aux configurations des bras d'attaque de coulée en cire 126 et' 128 sont reliés aux parties d'extrémité supérieure et inférieure de la cavité de moulage 46 de l'anneau de carénage externe. Bien que seuls les passages d'attaque de coulée 144 et 146 soient montrés à la figure 11, d'autres passages d'attaque de coulée sont reliés aux parties d'extrémité supérieure et inférieure de la cavité de moulage 46 de l'anneau de carénage externe. Les passages d'attaque de coulée sont également reliés aux parties d'extrémité supérieure et inférieure de la cavité de moulage 44 de l'anneau de
carénage interne.
Le moule 42 est alors chauffé à une température d'environ 1037 C pendant une durée suffisante pour durcir les sections du moule. Il en résulte que les plans aérodynamiques 24 sont fiablement maintenus en position par rapport aux cavités de moulage 44 et 346 des anneaux de carénage interne et externe par le matériau à moule en céramique rigide 40. Lorsque le moule 42 a été formé de la manière qui vient d'être décrite, du métal fondu est versé dans le moule par la cuvette de versage et la colonne de descente. Le métal fondu passe par les passages d'attaque de coulée vers les parties d'extrémité supérieures
et inférieures des cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage.
Ainsi, le métal fondu s'écoule radialement vers l'intérieur dans les parties d'extrémité supérieure et inférieure de la cavité de moulage 46 de l'anneau de carénage externe en passant par des ouvertures aux endroits o les passages 144 et 146 (figure 11) sont reliés à la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe. De même, le métal fondu coule radialement vers l'extérieur dans la cavité de moulage 44 de l'anneau de carénage interne par des passages reliés aux parties d'extrémité supérieure et inférieure de la cavité de moulage. Le métal fondu s'écoule également dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe par des passages reliés aux
extrémités supérieures en direction axiale des cavités de moulage.
Alors que le métal fondu s'écoule dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage, les plans aérodynamiques sont maintenus immobiles les uns par rapport aux autres et par rapport aux cavités de moulage par le matériau à moule en céramique 40 qui vient en contact
avec les surfaces latérales majeures 70 et 72 des plans aérodynamiques.
Le métal fondu ne vient pas en contact avec les extrémités 73 des plans aérodynamiques 24 du fait que ces extrémités sont recouvertes par le matériau à moule en céramique 40. Cependant, le métal fondu contenu dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe se dispose complètement autour de chacun des plans aérodynamiques 24, ce qui fait que les parties d'extrémité 32 et 36 de
ces plans aérodynamiques sont entourées par le métal fondu.
Lorsque le métal fondu a été versé, les plans aérodynamiques 24 agissent comme un élément réfrigérant. Le métal fondu se solidifie donc dans une direction s'étendant transversalement aux axes centraux des plans aérodynamiques 24. Cependant, des défauts dus à des retraits ne sont pas formés dans les parties d'extrémités supérieures et inférieures dans le sens axial des cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe. La raison en est que les passages d'attaque de coulée permettent de retenir une certaine quantité de métal fondu destinée aux parties d'extrémité supérieures et inférieures des cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage lorsque le métal fondu se solidifie dans les cavités de moulage des
anneaux de carénage.
Pendant la solidification du métal fondu dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage, il n'y a pas formation de liaisons métallurgiques entre les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 et les parties d'extrémité 32 et 36 des plans aérodynamiques 24. Ceci est du au fait que la surface externe des plans aérodynamiques 24 est recouverte d'un dépSt d'oxyde qui est formé pendant la manutention des plans aérodynamiques dans l'atmosphère. Ce dépSt d'oxyde empêche la formation d'une liaison métallurgique entre les plans aérodynamiques 24 et les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Donc, il n'existe qu'une liaison mécanique entre les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 et les parties
d'extrémité 32 et 36 des plans aérodynamiques 24.
Le métal fondu qui se solidifie pour former les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 présente une composition 258096i différente de celle des plans aérodynamiques 24. Ainsi, les plans aérodynamiques 24 sont constitués en un alliage de nickel-chrome. Les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 sont réalisés en un superalliage cobalt- chrome tel que le MAR M509. Bien que les anneaux de carénage 26 et 28 soient formés au moyen du même métal, ils pourraient être formés en des métaux différents si on le désire. Si les anneaux de carénage 26 et 28 doivent être formés en des métaux différents, il faut prévoir deux systèmes d'attaque de coulée séparés, c'est-à-dire un système d'attaque de coulée pour la cavité de moulage 44 de l'anneau de carénage interne et un second système d'attaque de coulée pour la cavité de moulage 46 de l'anneau de carénage externe. Naturellement, chaque système d'attaque de coulée doit disposer de sa propre colonne
descendante et de sa propre cuvette de versage.
En utilisation du stator 20 (figure 1), les plans aérodynamiques 24 sont exposés au gaz qui provient directement de la chambre de combustion. Les plans aérodynamiques 24 deviennent plus chauds que les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Les plans aérodynamiques tendent donc à se dilater axialement vers l'extérieur, c'est-à-dire dans une direction radiale par rapport aux anneaux de carénage 26 et 28. En l'absence de joints à glissement 58 entre chaque plan aérodynamique et l'anneau de carénage externe 28, des contraintes thermiques importantes seraient appliquées aux plans aérodynamiques et
aux anneaux de carénage interne et externe.
Lorsque les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 et les plans aérodynamiques 24 sont à la même température, les joints à glissement 58 sont étroitement fermés, à la manière illustrée schématiquement à la figure 14. Mais quaud les plans aérodynamiques 24 sont chauffés à une température qui est supérieure à la température des anneaux de carénage interne et externe 26 et 28, les plans aérodynamiques se dilatent radialement vers l'extérieur par rapport aux anneaux de carénage. Lorsque ce phénomène se manifeste, les joints à
glissement 58 s'ouvrent, comme montré schématiquement à la figure 15.
Lorsque les joints à glissement 58 s'ouvrent les surfaces latérales 66 et 68 qui vont en se réduisant sur les parties d'extrémité externes 36 des plans aérodynamiques 24 s'écartent des surfaces latérales internes 152 et 154 qui vont en se réduisant d'une façon similaire sur le caté interne d'ouvertures 156 pratiquées dans l'anneau de carénage externe 28. Les joints à glissement 58 peuvent facilement passer de la position fermée de la figure 14 à la position ouverte de la figure 15 sous l'influence des forces de dilatation thermiques, du fait qu'il n'existe pas de liaison métallurgique entre l'anneau de carénage externe 28 et la partie d'extrémité 36 du plan aérodynamique 24. Ceci est dû aux dépôts d'oxyde qui recouvrent les parties d'extrémité 36 des plans aérodynamiques avant que le métal fondu soit versé dans la cavité de moulage des anneaux de carénage. On notera que la partie d'extrémité interne de chaque plan aérodynamique 24 est ancrée mécaniquement dans l'anneau de carénage interne 26. Ceci évite aux plans aérodynamiques 24 de se dégager de l'anneau de carénage interne 26 quand les joints à
glissement 58 s'ouvrent.
Bien que les joints à glissement 58 aient été montrés ici comme étant disposés entre la partie d'extrémité 36 du plan aérodynamique et l'anneau de carénage externe 28, il est possible que ce joint à glissement soit disposé entre la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24 et l'anneau de carénage interne 26. Si l'on a recours à cette solution, la partie d'extrémité externe 36 du plan aérodynamique est alors ancrée mécaniquement dans l'anneau de carénage externe 28. Il peut être également souhaitable pour certains types d'éléments composants de turbomachines de disposer le joint à glissement entre le plan aérodynamique 24 et les deux anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Si l'on a recours à cette mesure, la partie d'extrémité interne 32 du plan aérodynamique 24 doit aller en s'amincissant radialement vers l'extérieur de manière que la partie d'extrémité 32 du plan aérodynamique puisse se déplacer vers l'intérieur de l'anneau de carénage interne, d'une manière très similaire à celle selon laquelle la partie d'extrémité 36 du plan aérodynamique 24 se déplace vers l'extérieur de l'anneau de carénage
externe 28.
Dans le mode de réalisation de l'invention qui est illustré, les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28 sont positionnés concentriquement par rapport aux plans aérodynamiques 24 disposés selon
un agencement annulaire et radialement entre les sections de carénage.
Dans certains éléments composants de turbomachines connus, les anneaux de carénage ont le même diamètre et les plans aérodynamiques s'étendent dans une direction axiale entre les anneaux de carénage. Naturellement, ces anneaux de carénage peuvent être coulés autour de plans aérodynamiques préformés d'une manière très comparable à celle selon laquelle les anneaux de carénage 26 et 28 sont coulés autour des plans aérodynamiques 24. On peut envisager que des joints à glissement appropriés soient prévus entre les plans aérodynamiques et les anneaux
de carénage dans ce type d'élément composant pour turbomachine.
Bien que l'invention soit avantageusement mise en oeuvre en liaison avec la formation d'un joint à glissement 58 entre les plans aérodynamiques 24 et les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28, on peut envisager que les parties d'extrémité externes 32 et 36 des plans aérodynamiques 24 soient fermement ancrées à la fois dans l'anneau de carénage interne 26 et dans l'anneau de carénage externe 28. Si cela est le cas, l'anneau de carénage interne 26 et l'anneau de carénage externe 28 sont tous les deux coulés autour des parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques, de la même manière que décrite ici pour l'anneau de carénage interne 26. Naturellement, ceci exige que la dilatation thermique des plans aérodynamiques soit absorbée par un procédé autre que celui qui prévoit un joint à
glissement semblable au joint à glissement 58.
La présente invention concerne un élément composant 20 pour turbomachine, comprenant un ensemble de plans aérodynamiques 24 disposés selon un agencement annulaire 22 entre les anneaux de carénage interne et externe 26 et 28. Quand on réalise l'élément composant 20 pour une turbomachine, on place les plans aérodynamiques 24 selon un agencement annulaire, les parties d'extrémité 32 et 36 des plans aérodynamiques 24 étant noyées dans des modèles en cire 34 et 38 des anneaux de carénage interne et externe. Apres avoir relié un modèle de dispositif d'attaque de coulée en cire 90 aux modèles en cire 34 et 38 des anneaux de carénage, la totalité de l'ensemble est recouverte d'un matériau à moule en céramique 40 pour former un moule 42. La cire des modèles 34, 38 et 90 des anneaux de carénage et des dispositifs d'attaque de coulée est alors éliminée pour laisser subsister les cavités de moulage 44 et 46 destinées aux anneaux de carénage interne et externe, dans lesquelles sont disposées les parties d'extrémité
internes et externes 32 et 36 des plans aérodynamiques 24.
Les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe sont alors remplies d'un métal fondu qui entoure les parties d'extrémité 32 et 36 des plans aérodynamiques 24. Pendant le remplissage des cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage au moyen du métal fondu, les plans aérodynamiques 24 sont maintenus dans une position spatiale sélectionnée par rapport aux cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage au moyen du matériau à moule en céramique 40. Lorsque le métal fondu se trouvant dans les cavités de moulage 44 et 46 des anneaux de carénage interne et externe s'est solidifié, l'élément composant 22 de la turbomachine est retiré du
moule 42.
Pour réduire au minimum les contraintes thermiques pendant l'utilisation de l'élément composant 20 de la turbomachine, on prévoit des joints à glissement 58 entre les plans aérodynamiques 24 et l'anneau de carénage 28 pour assembler la dilatation thermique des plans aérodynamiques par rapport aux anneaux de carénage. Ainsi, une extrémité 32 de chacun des plans aérodynamiques 24 est ancrée dans l'un des anneaux de carénage 26 alors que des joints à glissement 58 sont prévus entre les plans aérodynamiques 24 et l'autre anneau de carénage 28. Quand les plans aérodynamiques 24 sont chauffés à une température supérieure à la température des anneaux de carénage 26 et 28, la dilatation thermique des plans aérodynamiques 24 amène les joints à
glissement 58 à s'ouvrir.
Pour rendre optimales les caractéristiques de fonctionnement de l'élément composant 20 pour turbomachine, les anneaux de carénage 26 et 28 et les plans aérodynamiques 24 peuvent être formés en des métaux présentant des compositions métallurgiques différentes et des structures cristallographiques différentes. Ainsi, les anneaux de carénage 26 et 28 peuvent être formés en un métal différent du métal des plans aérodynamiques 24. De même, les anneaux de carénage 26 et 28 peuvent être formés en des métaux qui sont tous les deux différents du métal des plans aérodynamiques 24. De la même manière, les plans aérodynamiques 24 peuvent être formés avec une structure
cristallographique soit à cristal unique soit à grains columnaires.
Claims (10)
1 Procédé pour réaliser un élément composant d'une turbomachine, comprenant un ensemble de plans -aérodynamiques disposés selon un agencement annulaire entre des anneaux de carénage interne et externe, ledit procédé comprenant les opérations consistant à former un ensemble de plans aérodynamiques présentant des parties de bord avant et arrière s'étendant entre des parties d'extrémité internes et externes des plans aérodynamiques, à disposer les plans aérodynamiques selon un agencement annulaire, les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques étant au moins partiellement noyées dans un anneau de carénage externe formé en cire, et les parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques étant au moins partiellement noyées dans un anneau de carénage interne formé en cire, à recouvrir les plans aérodynamiques et les anneaux de carénage en cire au moyen d'un matériau à moule en céramique pour former un moule, à éliminer la cire des anneaux de carénage à partir du moule pour laisser subsister des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe, présentant des configurations correspondant aux configurations des anneaux de carénage en cire, les parties d'extrémité internes et externes des plans aérodynamiques étant au moins partiellement disposées dans les cavités de moulage des anneaux de carénage, à remplir les cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec le métal fondu, ladite opération de remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal fondu comprenant les opérations consistant à entourer au moins partiellement les parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques d'un premier corps annulaire en métal fondu présentant une configuration correspondant à la configuration de l'anneau de carénage interne et à entourer au moins partiellement les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques avec un second corps annulaire en métal fondu présentant une configuration correspondant à la configuration de l'anneau de carénage externe, à maintenir les plans aérodynamiques dans une position spatiale prédéterminée par rapport aux cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe pendant le remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage avec du métal fondu en amenant les plans aérodynamiques en contact avec le matériau à moule en céramique, et à solidifier le métal fondu dans les cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe pour former les anneaux de carénage interne et externe, ladite opération de solidification du métal fondu comprenant la solidification dudit métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage interne autour des parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques et la solidification dudit métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe autour
des parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques.
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération de remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal fondu comprend le remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal fondu présentant une composition métallurgique différente de la
composition métallurgique des plans aérodynamiques.
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'opération consistant à former un ensemble de plans aérodynamiques comprend la fourniture de plans aérodynamiques ayant une première composition métallurgique, ladite opération de remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal
fondu comprend le remplissage de la cavité de moulage de l'anneau de.
carénage interne avec du métal fondu présentant une seconde composition métallurgique différente de la première composition métallurgique, et la remplissage de la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe avec du métal fondu présentant une troisième composition métallurgique
différente desdites première et seconde compositions métallurgiques.
4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite opération de remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal fondu est réalisée alors qu'un axe central des cavités de moulage des anneaux de carénage est orienté verticalement et comprend l'envoi de métal fondu par des ouvertures pratiquées dans une partie d'extrémité inférieure en direction axiale d'une surface latérale externe en direction radiale de la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe pour éviter la formation de défauts dus à une insuffisance de métal fondu dans la partie d'extrémité inférieure en direction axiale de la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe pendant la solidification du métal fondu
dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe.
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape de solidification du métal fondu dans les cavités de moulage des anneaux de carénage comprend la formation de joints entre les parties d'extrémité des plans aérodynamiques et le métal fondu dans au moins l'une des cavités de moulage des anneaux de carénage, qui sont exempts de liaisons métallurgiques pour permettre à une dilatation thermique de s'effectuer entre les plans aérodynamiques et au moins l'un des anneaux de carénage pendant l'utilisation de l'élément composant de la turbomachine.
6. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite étape de positionnement des plans aérodynamiques selon un agencement annulaire, les parties d'extrémité des plans aérodynamiques étant au moins partiellement noyées dans les anneaux de carénage en cire, comprend le maintien d'une aire de surface d'extrémité exposée sur une partie d'extrémité de chacun des plans aérodynamiques, l'aire de surface d'extrémité exposée de la partie d'extrémité de chacun des plans aérodynamiques étant au moins aussi importante que l'aire en section transversale maximale de la partie d'extrémité, quand on la regarde dans un plan s'étendant perpendiculairement à l'axe central du
plan aérodynamique.
7. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la partie d'extrémité externe de chacun des plans aérodynamiques va en diminuant vers l'extérieur à partir d'une aire de section transversale relativement petite vers une aire de section transversale maximale, ladite étape de positionnement des plans aérodynamiques selon un agencement annulaire alors que les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques sont au moins partiellement noyées dans l'anneau de carénage externe en cire laisse subsister une aire de surface d'extrémité externe exposée de la partie d'extrémité externe de chacun des plans aérodynamiques, l'aire de surface d'extrémité externe exposée de la partie d'extrémité externe de chacun des plans aérodynamiques ayant une aire de section transversale qui est supérieure à l'aire de section transversale maximale de la partie d'extremiti externe du plan aérodynamique.
8. Procédé selon la revendication 7, caractérIsé arn e que ladite étape de solidification du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe autour des parties dA'xtrimité externes des plans aérodynamiques comprend le maintien de l'aire de surface d'extrémité externe exposée sur les parties dextrimdté externes -de
chacun des plans aérodynamiques.
9. Procédé selon la revendication 1. caractérisé em ce qu'il comprend en outre la formation d'un dépSt qui empedhe la formation de liaisons métallurgiques sur les parties d'extrémiti externes des plans aérodynamiques- avant d'effectuer ladite opération de -remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage avec du métal fondu, ladite étape de solidification du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe comprenant la solidification du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe et l'inhibition de la formation de liaisons métallurgiques entre les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques mît le métal
solidifié avec le dépSt de recouvrement.
10. Procédé selon la revendication 1. caracteri -un re que ladite étape de remplissage de la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe avec du métal fondu comprend les étapes consistant à amener du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de izarénage externe en un ensemble d'emplacements disposés au-dessus des plans aérodynamiques et à diriger le métal fondu vers la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe en un ensemble d'emplacements disposés
au-dessous des plans aérodynamiques.
12. Procédé selon la revendication 1, caract-risé-en ce que ladite étape de positionnement des plans aérodynamiques selnn.n agencement annulaire, les parties d'extrémité des plans aérodynamiques étant noyées dans des anneaux de carénage en cire, comprend le moulage de segments d'anneaux de carénage en cire autour des parties d'extrémité interne des plans aérodynamiques, le moulage de segments de l'anneau de carénage externe en cire autour des parties d'extrimiti exteInes des plans aérodynamiques, l'interconnexion des segments emn ire de l'anneau de carénage interne, et l'interconnexion des segments en cite de
l'anneau de carénage externe.
13. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite étape de positionnement des plans aérodynamiques selon un agencement annulaire comprend le positionnement des plans aérodynamiques de manière qu'ils s'étendent radialement vers l'extérieur à partir de
l'anneau de carénage interne et jusqu'à l'anneau de carénage externe.
14. Elément composant pour turbomachine comprenant un anneau de carénage externe annulaire en une seule pièce, ledit anneau de carénage externe comportant un ensemble d'ouvertures définies par des surfaces allant en se réduisant vers l'intérieur dudit anneau de carénage externe, un anneau de carénage interne annulaire en une seule pièce disposé coaxialement à l'anneau de carénage externe, un ensemble de plans aérodynamiques présentant des parties d'extrémité internes reliées audit anneau de carénage interne et des parties d'extrémité externes reliées audit anneau de carénage externe, des moyens pour interconnecter lesdites parties d'extrémité internes desdits plans aérodynamiques et ledit anneau de carénage interne pour maintenir les plans aérodynamiques et les empêcher de se déplacer par rapport audit anneau de carénage interne, ladite partie d'extrémité externe des plans aérodynamiques présentant des surfaces latérales allant en se réduisant vers l'intérieur, et disposées en contact par butée contre les surfaces latérales internes allant en se réduisant vers l'intérieur dudit anneau de carénage externe quand lesdits plans aérodynamiques et le anneau de carénage externe sont à la même température, lesdits plans aérodynamiques pouvant se dilater thermiquement dans des directions vers l'extérieur par rapport audit anneau de carénage externe de manière à déplacer les surfaces latérales allant en se réduisant des parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques hors de contact avec les surfaces allant en se réduisant vers l'intérieur dudit anneau de carénage externe lorsqu'il y a chauffage des plans aérodynamiques à une température supérieure à la température de l'anneau de carénage externe. 15. Elément composant de turbomachine selon la revendication 14, caractérisé en ce que lesdits plans aérodynamiques ont une structure cristallographique à grains columnaires, les grains columnaires
s'étendant entre lesdits anneaux de carénage interne et externe.
16. Elément composant de turbomachine selon la revendication 15, caractérisé en ce que lesdits anneaux de carénage interne et externe ont des structures cristallographiques différentes des structures
cristallographiques desdits plans aérodynamiques.
17. Elément composant de turbomachine selon la revendication 14, caractérisé en ce que lesdits plans aérodynamiques sont chacun formés sous forme de cristaux uniques d'un métal dont la direction de croissance est généralement parallèle aux parties de bords avant et
arrière des plans aérodynamiques.
18. Elément composant de turbomachine selon la revendication 14, caractérisé en ce que lesdits anneaux de carénage interne et externe ont des compositions métallurgiques différentes de la composition
métallurgique desdits plans aérodynamiques.
19. Elément composant de turbomachine selon la revendication 14, caractérisé en ce que ledit anneau de carénage interne présente une première composition métallurgique et ledit anneau de carénage externe une seconde composition métallurgique qui est différente de ladite
première composition métallurgique.
20. Elément composant pour turbomachine comprenant un ensemble de plans aérodynamiques disposés selon un agencement annulaire entre des anneaux de carénage interne et externe, ledit élément composant de turbomachine étant réalisé par un procédé comprenant les étapes consistant à prévoir un ensemble de plans aérodynamiques en métal dont les parties d'extrémité avant et arrière s'étendent entre des parties d'extrémité internes et externes des plans aérodynamiques, le positionnement des plans aérodynamiques en métal selon un agencement annulaire, les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques étant au moins partiellement noyées dans un anneau de carénage externe formé en cire et les parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques étant au moins partiellement noyées dans un anneau de carénage interne formé en cire, le recouvrement des plans aérodynamiques en métal et des anneaux de carénage en cire avec un matériau à moule en céramique pour former un moule, le retrait du matériau en cire des anneaux de carénage du moule pour laisser subsister des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe présentant des configurations correspondant aux configurations des anneaux de carénage en cire, les parties d'extrémité internes et externes des plans aérodynamiques en métal étant au moins partiellement disposées dans les cavités de moulage dés anneaux de carénage, le remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec le métal fondu, ladite étape de remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe avec du métal fondu comprenant les étapes consistant à entourer au moins partiellement les parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques en métal avec un premier corps annulaire en métal fondu présentant une configuration correspondant à la configuration de l'anneau de carénage interne et à entourer au moins partiellement les parties d'extrémité externes des plans aérodynamiques en métal avec un second corps annulaire en métal fondu présentant une configuration correspondant à la configuration de l'anneau de carénage externe, à maintenir les plans aérodynamiques en métal selon une position spatiale prédéterminée par rapport aux cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe pendant le remplissage des cavités de moulage des anneaux de carénage avec du métal fondu en amenant en contact les plans aérodynamiques en métal avec le matériau à moule en céramique, et la solidification du métal fondu dans les cavités de moulage des anneaux de carénage interne et externe pour former les anneaux de carénage interne et externe, et ladite étape de solidification du métal fondu comprenant la solidification du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage interne autour des parties d'extrémité internes des plans aérodynamiques en métal et la solidification du métal fondu dans la cavité de moulage de l'anneau de carénage externe autour des parties
d'extrémité externes des plans aérodynamiques en métal.
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