FR2971178A1 - Procede de production d'aube de guidage - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un procédé de production d'une aube de guidage (5), comportant une étape de fabrication additive d'au moins une partie d'un corps métallique (13) de l'aube de guidage (5) avec au moins une surface extérieure présentant une pluralité de cavités, et une étape de remplissage desdites cavités avec un matériau de moindre densité que le corps métallique (13) pour former au moins une surface aérodynamique sensiblement lisse.

Description

La présente invention concerne un procédé de production d'une aube de guidage.
Dans la mécanique, et tout particulièrement dans le secteur aéronautique, il est souvent important de réduire la masse des pièces, tout en maintenant des propriétés mécaniques satisfaisantes. Ceci est par exemple particulièrement important pour les aubes de guidage de soufflante de turboréacteur à double flux, dont tant les dimensions que les efforts auxquelles elles sont soumises peuvent être importants. Un turboréacteur à double flux comprend une soufflante qui est normalement située à l'avant du turboréacteur. Elle délivre alors un flux d'air divisé en un flux primaire et un flux secondaire annulaire autour du flux primaire. Le flux primaire est guidé vers un compresseur, une chambre de combustion, une turbine entraînant le compresseur et la soufflante, et éjecté, avec les gaz de combustion, à travers une tuyère d'échappement afin de produire une poussée de réaction. Le flux secondaire est redressé en aval de la soufflante et éjecté sensiblement dans la même direction. Ainsi, la poussée n'est uniquement due au flux primaire avec les gaz de combustion chauds, mais aussi au flux secondaire d'air frais impulsé par la soufflante.
Les aubes de guidage de la soufflante (généralement nommées OGV, de l'anglais « outlet guide vanes ») sont normalement entre 30 et 50 et ont un double rôle dans les turboréacteurs à double flux : structurellement elles forment un lien entre le carter de soufflante et le reste du turboréacteur, et aérodynamiquement elles redressent le flux en aval des aubes tournantes de soufflante, améliorant ainsi le rendement propulsif de la soufflante.
On entend comme « taux de dilution » le rapport entre le débit massique d'air frais de la soufflante et celui de gaz de combustion chauds de la tuyère. Sauf à des très hautes vitesses, notamment supersoniques, le rendement propulsif d'un turboréacteur à double flux augmente avec ledit taux de dilution. L'augmentation du taux de dilution constitue donc une voie indiquée pour réduire la consommation énergétique des turboréacteurs à double flux, et en réduire en conséquence tant les frais
d'exploitation que les émissions de gaz polluants et à effet de serre. Un taux de dilution élevé présente aussi des avantages additionnels, tels qu'un moindre impact sonore.
Toutefois, pour augmenter le taux de dilution il est normalement nécessaire d'augmenter aussi le diamètre de la soufflante. Ceci présente toutefois plusieurs inconvénients, dont notamment une augmentation tant de la taille de ces aubes de guidage que des efforts auxquels elles sont soumises.
Dans l'art antérieur, il a été proposé de limiter la masse des aubes de guidage de soufflante de plusieurs manières différentes, telles que, par exemple, l'assemblage mécanique des aubes de guidage à partir d'une pluralité de pièces formant une structure creuse, ou bien en formant une cavité dans l'aube avec un insert dissous chimiquement. Toutefois ces procédés présentent des inconvénients. L'assemblage mécanique de l'aube est lent et nécessite de la main d'oeuvre. En outre, il peut introduire des déformations et contraintes non désirées dans l'aube. Quant à la dissolution chimique d'un insert, elle est polluante et donc problématique d'un point de vue environnemental.
Dans la publication de demande de brevet US 2007/065291 Al, il a été proposé de produire des aubes tournantes comportant un corps métallique usiné avec des cavités remplies d'un matériau de moindre densité afin de réduire leur masse. Toutefois, l'usinage de telles cavités est d'autant plus cher que leur forme devient complexe, ce qui réduit le potentiel pour réduire la masse des aubes tout en maintenant des qualités mécaniques sensiblement homogènes.
L'invention vise à proposer un procédé de production d'aubes de guidage qui permette une réduction sensible de la masse de ces aubes de guidage, tout en conservant des bonnes propriétés mécaniques, et de manière comparativement simple, sans les contraintes environnementales liées à la dissolution chimique d'un insert.35 Dans au moins un mode de réalisation d'un procédé de production d'aubes de guidage selon l'invention, ce procédé comporte au moins une étape de fabrication additive d'au moins une partie d'un corps métallique de l'aube de guidage avec au moins une surface extérieure présentant une pluralité de cavités, et une étape de remplissage desdites cavités avec un matériau de moindre densité que le corps métallique pour former au moins une surface aérodynamique sensiblement lisse.
On entend par « fabrication additive », dans le contexte de la présente invention, l'ensemble des procédés de fabrication, connus aussi sous les dénominations « prototypage rapide » ou « fabrication rapide », impliquant l'addition de couches successives de matériau pour produire une structure tridimensionnelle. Grâce à la fabrication additive du corps métallique de l'aube, il est possible de donner à ces cavités des structures particulièrement fines et complexes en trois dimensions, tout en étant stables et consistantes. Ceci permet ainsi d'obtenir une plus grande réduction de masse que par d'autres procédés de production.
Même si la fabrication additive peut présenter l'inconvénient de créer un corps métallique avec des qualités mécaniques inférieures, notamment en tension, à celles d'un corps métallique usiné dans la masse, cet inconvénient est moins important dans son application à des aubes de guidages qui ne sont pas soumises aux grandes forces centrifuges auxquelles sont soumises les aubes tournantes.
Ledit procédé de fabrication additive est avantageusement un procédé de fusion sélective de poudre métallique, qui permet l'obtention de structures tridimensionnelles complexes directement en métal.
Cette fusion sélective est effectuée avantageusement par faisceau d'électrons et/ou par laser, permettant d'obtenir des structures tridimensionnelles de grande finesse. Pour le procédé de l'invention, la fusion par laser, par sa grande précision, est particulièrement avantageuse.35
Avantageusement, chacune desdites cavités est un alvéole avec une profondeur d'un ordre de magnitude égal ou supérieur à une largeur maximale de l'alvéole, permettant ainsi d'obtenir une meilleure adhérence du matériau remplissant ces cavités.
Avantageusement, ledit corps métallique comporte un noyau alvéolaire et au moins un élément périphérique massif, pouvant en particulier comporter un bord d'attaque, un bord de fuite et/ou au moins une plateforme de connexion de l'aube. La périphérie du corps métallique, soumise normalement aux plus grandes contraintes mécaniques et aux éventuels impacts, est ainsi renforcée, tandis que les efforts mécaniques restants sont ainsi distribués à travers tout ce noyau alvéolaire, ce qui offre des qualités mécaniques particulièrement bonnes tout en limitant la masse de l'aube de guidage.
Avantageusement, ledit élément périphérique massif et ledit noyau alvéolaire sont formés intégralement en une pièce par fabrication additive, profitant ainsi de la flexibilité des procédés de fabrication additive pour réduire le nombre d'étapes de production.
Avantageusement, pour mieux optimiser la distribution de la matière du corps métallique, ledit corps métallique, et en particulier un tel noyau alvéolaire, peut comporter une pluralité de zones de densités alvéolaires différentes.
Avantageusement, au moins une desdites cavités traverse d'un extrados à un intrados de l'aube, avec une réduction de masse encore supérieure.
30 Avantageusement, ledit matériau de moindre densité est un matériau synthétique, en particulier introduit dans lesdites cavités à l'état liquide, par exemple par injection, et endurci ensuite, ce qui permet obtenir une surface aérodynamique particulièrement lisse et une bonne pénétration et adhérence dans lesdites cavités. 25 35
La présente invention concerne aussi une aube de guidage obtenue par un tel procédé de fabrication.
Une telle aube de guidage est particulièrement avantageuse en tant qu'aube de guidage de soufflante de turboréacteur à double flux, à cause des grandes dimensions requises.
L'invention concerne également une telle soufflante et un tel turboréacteur à double flux, ainsi qu'un aéronef comportant un tel turboréacteur à double flux.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue d'ensemble d'un turboréacteur à double flux ; la figure 2 est une vue schématique d'une aube de guidage de soufflante selon un premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 3 est une coupe transversale de l'aube de la figure 2 le long de la ligne III-III ; la figure 4 est une coupe transversale d'une aube de guidage de soufflante selon un deuxième mode de réalisation de l'invention ; la figure 5A illustre un procédé pour la production d'une aube de guidage suivant un quelconque desdits premier ou deuxième modes de réalisation ; et la figure 5B illustre un procédé pour la production d'une aube de guidage suivant un troisième mode de réalisation.
Un turboréacteur 1 à double flux est illustré sur la figure 1. Ce turboréacteur 1 comporte une soufflante 2 avec un rotor 3 d'aubes tournantes 4, entraîné par un étage de turbine (non-illustré) du turboréacteur 1, et des aubes de guidage 5 (en anglais « outlet guide vanes » ou OGV) en aval des aubes tournantes 4. A part redresser le flux d'air en aval des aubes tournantes 4, les aubes de guidage 5 relient aussi le noyau 6 du turboréacteur au carter 7 de soufflante. Elles sont donc
soumises à des efforts mécaniques importants, tant continus que vibratoires, en tension, pression, flexion et torsion. Toutefois, par leurs dimensions considérables, l'utilisation d'aubes massives augmenterait la masse du turboréacteur 1 de manière indésirable.
Une aube de guidage 5 de soufflante suivant un premier mode de réalisation de l'invention est illustrée sur la figure 2. Cette aube de guidage 5 comporte un corps métallique 13 comprenant un noyau alvéolaire 8, et un cadre 9 massif incluant le bord d'attaque 10, le bord de fuite 11, et les plateformes de fixation 12 de l'aube de guidage 5. Des alvéoles du noyau alvéolaire 8 forment des cavités ouvertes à l'extrados et/ou à l'intrados de l'aube 5, qui sont remplies de matière synthétique de manière à obtenir un extrados et un intrados sensiblement lisses.
Sur la figure 3 on peut voir une coupe transversale de l'aube de guidage 5 de la figure 2, avec le noyau 8 entre les bords d'attaque 10 et de fuite 11 du cadre 9. Dans ce premier mode de réalisation le noyau 8 a une densité sensiblement constante. Toutefois, dans un deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 4, le noyau 8 comporte une première zone 8a de moindre densité, et une deuxième zone 8b, autour de la première zone 8a, de densité plus élevée. Il est ainsi possible d'optimiser la distribution du matériau métallique du noyau 8 pour l'adapter aux contraintes spécifiques auxquelles l'aube de guidage 5 sera soumise.
Dans un procédé pour la production d'aubes de guidage suivant l'un ou l'autre de ces deux modes de réalisation, illustré sur la figure 5A, le corps métallique 13 d'une aube de guidage 5 d'un quelconque des modes de réalisation décrits ci-dessus est produit en une pièce par un procédé de fabrication additive, tel qu'un procédé de fusion par faisceau d'électrons, de frittage sélectif par laser et/ou de projection laser. Ensuite, cet corps métallique 13 est introduit dans un moule 14, dans lequel est injectée une matière synthétique liquide 15, de manière à remplir au moins partiellement les cavités du corps métallique 13 ouvertes vers l'extrados et/ou l'intrados de l'aube, et obtenir ainsi des surfaces aérodynamiques sensiblement lisses. Après durcissement de cette matière synthétique 15, l'aube 5 résultante peut être démoulée.
Le corps métallique 13 peut être réalisé, par exemple, en aluminium, titanium, ou un de leurs alliages. La matière synthétique peut être une matière synthétique polymérique thermoplastique ou thermodurcissable, de préférence légère, comme par exemple une mousse synthétique.
Un procédé de fabrication d'une aube de guidage suivant un troisième mode de réalisation est illustré sur la figure 5B. Dans cette aube de guidage 5, le corps métallique 13 comporte un cadre massif 9 présentant une ouverture entre l'extrados et l'intrados de l'aube 5, et un noyau alvéolaire 8 reçu dans cette ouverture du cadre 9 et joint à celui-ci par des moyens conventionnels tels que le collage, le brasage et/ou le soudage. Les alvéoles du noyau alvéolaire 8, qui traversent le corps métallique de l'aube 5 de l'extrados à l'intrados, sont remplis de matière synthétique pour obtenir un extrados et un intrados sensiblement lisses.
Les mêmes matériaux que pour les premier et deuxième modes de réalisation peuvent être utilisés dans ce troisième mode de réalisation. Toutefois, celui-ci présente l'avantage de pouvoir utiliser des matériaux dissimilaires pour le cadre 9 et le noyau 8.
Dans le procédé de fabrication illustré sur la figure 5B, le noyau métallique alvéolaire 8 est produit séparément du cadre massif 9 par un procédé de fabrication additive. Le cadre 9 peut lui-même être produit en une pièce, ou bien résulter de l'assemblage de plusieurs pièces séparées. Noyau 8 et cadre 9 sont ensuite joints, par collage, soudage et/ou brasage, et l'ensemble 13 en résultant introduit dans le moule 8 pour l'injection et le durcissement de la matière synthétique 15 comme dans le procédé illustré sur la figure 5A. L'aube 5 résultante peut alors être démoulée.
Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.10

Claims (16)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de production d'une aube de guidage (5), comportant les étapes suivantes : fabrication additive d'au moins une partie d'un corps métallique (13) de l'aube de guidage (5) avec au moins une surface extérieure présentant une pluralité de cavités, et remplissage desdites cavités avec un matériau de moindre densité que le corps métallique (13) pour former au moins une surface aérodynamique sensiblement lisse.
  2. 2. Procédé de production selon la revendication 1, dans lequel ledit procédé de fabrication additive est un procédé de fusion sélective de poudre métallique.
  3. 3. Procédé de production selon la revendication 2, dans lequel ladite fusion sélective est effectuée par faisceau d'électrons et/ou par laser.
  4. 4. Procédé de production selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel chacune desdites cavités est un alvéole avec une profondeur d'un ordre de magnitude égal ou supérieur à une largeur maximale de l'alvéole.
  5. 5. Procédé de production selon la revendication 4, dans lequel ledit corps métallique (13) comporte un noyau alvéolaire (8) et au moins un élément périphérique massif.
  6. 6. Procédé de production selon la revendication 5, dans lequel ledit élément périphérique massif comporte un bord d'attaque (10), un bord de fuite (11) et/ou au moins une plateforme de connexion (12) de l'aube (5).
  7. 7. Procédé de production selon la revendication 6, dans lequel ledit élément périphérique massif et ledit noyau alvéolaire (8) sont formés intégralement en une pièce par fabrication additive.
  8. 8. Procédé de production selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel ledit corps métallique (13) comporte plusieurs zones (8a,8b) de différentes densités alvéolaires.
  9. 9. Procédé de production selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel au moins une desdites cavités traverse d'un extrados à un intrados de l'aube (5).
  10. 10. Procédé de production selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel ledit matériau de moindre densité est un matériau synthétique.
  11. 11. Procédé de production selon la revendication 9, dans lequel ledit matériau synthétique est introduit dans lesdites cavités à l'état liquide et endurci ensuite.
  12. 12. Procédé de production selon la revendication 10, dans lequel ledit matériau synthétique est introduit par injection dans lesdites cavités.
  13. 13. Aube de guidage (5) produite selon le procédé d'une quelconque des revendications 1 à 11.
  14. 14. Aube de guidage (5) selon la revendication 12, dans laquelle ladite pièce est une aube de guidage (5) de soufflante de turboréacteur à double flux.
  15. 15. Soufflante (2) de turboréacteur à double flux comportant une aube de guidage (5) selon la revendication 13.
  16. 16. Turboréacteur à double flux (1) comportant une soufflante (2) selon la revendication 14.
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8691333B2 (en) 2011-06-28 2014-04-08 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing engine components with structural bridge devices
EP2843192B1 (fr) * 2013-08-28 2021-03-24 Safran Aero Boosters SA Aube composite réalisée par fabrication additive et procédé de fabrication associé
EP2843193B1 (fr) 2013-08-28 2020-08-12 Safran Aero Boosters SA Aube composite fabriquée par addition de matériel et procédé de fabrication correspondant
EP3099900B1 (fr) * 2014-01-30 2020-10-28 United Technologies Corporation Aube de turbine présentant un renforcement de corps thermoplastique réalisé par fabrication additive
GB201414495D0 (en) * 2014-08-15 2014-10-01 Rolls Royce Plc Blade
US10518361B2 (en) 2014-11-21 2019-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Method of manufacturing a component and component
US10677264B2 (en) 2016-10-14 2020-06-09 General Electric Company Supersonic single-stage turbofan engine
US10633976B2 (en) 2017-07-25 2020-04-28 Bell Helicopter Textron Inc. Methods of customizing, manufacturing, and repairing a rotor blade using additive manufacturing processes
US10788053B2 (en) 2018-10-25 2020-09-29 General Electric Company Noise reducing gas turbine engine airfoil
US11427350B2 (en) 2019-01-31 2022-08-30 Textron Innovations Inc. Methods of forming and assembling a rotor blade using additive manufacturing processes

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1466692A1 (fr) * 2003-04-10 2004-10-13 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'une pièce mécanique creuse par soudage-diffusion et formage superplastique
GB2418459A (en) * 2004-09-22 2006-03-29 Rolls Royce Plc Metal aerofoil and methods of manufacture
US20070065291A1 (en) * 2005-09-16 2007-03-22 General Electric Company Hybrid blisk
EP1844885A1 (fr) * 2006-04-11 2007-10-17 Rolls-Royce plc Procédé de fabrication d'un article creux
US20080290215A1 (en) * 2007-05-23 2008-11-27 Rolls-Royce Plc Hollow aerofoil and a method of manufacturing a hollow aerofoil
EP2025777A2 (fr) * 2007-07-27 2009-02-18 United Technologies Corporation Composants de moteur de turbine à stress thermique à faible transit

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2106995B (en) * 1981-09-26 1984-10-03 Rolls Royce Turbine blades
FR2688264A1 (fr) * 1992-03-04 1993-09-10 Snecma Redresseur de turbomachine a aubes ayant une face alveolee chargee en materiau composite.
US6269540B1 (en) * 1998-10-05 2001-08-07 National Research Council Of Canada Process for manufacturing or repairing turbine engine or compressor components
WO2003064076A1 (fr) * 2002-02-01 2003-08-07 Liquidmetal Technologies Coulage thermoplastique d'alliages amorphes
US6726444B2 (en) * 2002-03-18 2004-04-27 General Electric Company Hybrid high temperature articles and method of making
GB0420578D0 (en) * 2004-09-16 2004-10-20 Rolls Royce Plc Forming structures by laser deposition
US8884182B2 (en) * 2006-12-11 2014-11-11 General Electric Company Method of modifying the end wall contour in a turbine using laser consolidation and the turbines derived therefrom
US7607287B2 (en) * 2007-05-29 2009-10-27 United Technologies Corporation Airfoil acoustic impedance control
US7988412B2 (en) * 2007-08-24 2011-08-02 General Electric Company Structures for damping of turbine components
US20100028133A1 (en) * 2008-07-30 2010-02-04 General Electric Company Turbomachine component damping structure and method of damping vibration of a turbomachine component
US9011104B2 (en) * 2010-01-06 2015-04-21 General Electric Company Articles having damping coatings thereon
US9726025B2 (en) * 2013-03-15 2017-08-08 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1466692A1 (fr) * 2003-04-10 2004-10-13 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'une pièce mécanique creuse par soudage-diffusion et formage superplastique
GB2418459A (en) * 2004-09-22 2006-03-29 Rolls Royce Plc Metal aerofoil and methods of manufacture
US20070065291A1 (en) * 2005-09-16 2007-03-22 General Electric Company Hybrid blisk
EP1844885A1 (fr) * 2006-04-11 2007-10-17 Rolls-Royce plc Procédé de fabrication d'un article creux
US20080290215A1 (en) * 2007-05-23 2008-11-27 Rolls-Royce Plc Hollow aerofoil and a method of manufacturing a hollow aerofoil
EP2025777A2 (fr) * 2007-07-27 2009-02-18 United Technologies Corporation Composants de moteur de turbine à stress thermique à faible transit

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