FR3065024A1 - Anneau de turbine de turbomachine et procede de fabrication d'un tel anneau - Google Patents

Abstract

L'invention concerne un anneau (50) de turbine de turbomachine, comprenant une paroi annulaire (52) une première bride (60) et une seconde bride (62) annulaires, les brides (60, 62) s'étendant radialement vers l'extérieur et étant espacées axialement l'une de l'autre, caractérisé en ce que l'anneau (50) comprend au moins une partie annulaire intercalaire (70) formée longitudinalement entre les deux brides (60, 62) et s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la paroi annulaire (52).

Description

Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES Société par actions simplifiée.

Demande(s) d’extension

Mandataire(s) : ERNEST GUTMANN - YVES PLASSERAUD SAS.

LU ANNEAU DE TURBINE DE TURBOMACHINE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UN TEL ANNEAU.

FR 3 065 024 - A1

L'invention concerne un anneau (50) de turbine de turbomachine, comprenant une paroi annulaire (52) une première bride (60) et une seconde bride (62) annulaires, les brides (60, 62) s'étendant radialement vers l'extérieur et étant espacées axialement l'une de l'autre, caractérisé en ce que l'anneau (50) comprend au moins une partie annulaire intercalaire (70) formée longitudinalement entre les deux brides (60, 62) et s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la paroi annulaire (52).

ANNEAU DE TURBINE DE TURBOMACHINE ET PROCEDE DE FABRICATION D’UN TEL ANNEAU

La présente invention concerne un anneau de turbine pour turbomachine.

Le domaine d’application est notamment celui des moteurs aéronautiques, tels que des turboréacteurs ou des turbopropulseurs d’avion. L’invention est toutefois applicable à d’autres turbomachines, par exemple des turbines industrielles.

La figure 1 représente une turbomachine 2 à double flux et à double corps. L’axe de la turbomachine est référencé X et correspond à l’axe de rotation des parties tournantes. Dans ce qui suit, les termes axial et radial sont définis par rapport à l’axe X.

La turbomachine 2 comporte, de l’amont vers l’aval dans le sens d’écoulement des gaz, une soufflante 4, un compresseur basse pression 6, un compresseur haute pression 8, une chambre de combustion 10, une turbine haute pression 12 et une turbine basse pression 14.

L’air issu de la soufflante 4 est divisé en un flux primaire A s’écoulant dans une veine annulaire primaire 16, et un flux secondaire B s’écoulant dans une veine annulaire secondaire 18 entourant la veine annulaire primaire 16.

Le compresseur basse pression 6, le compresseur haute pression 8, la chambre de combustion 10, la turbine haute pression 12 et la turbine basse pression 14 sont ménagées dans la veine primaire 16.

Le rotor de la turbine haute pression 12 et le rotor du compresseur haute pression 8 sont couplés en rotation par l’intermédiaire d’un premier arbre 20 de manière à former un corps haute pression.

Le rotor de la turbine basse pression 14 et le rotor du compresseur basse pression 6 sont couplés en rotation par l’intermédiaire d’un second arbre 22 de manière à former un corps basse pression, la soufflante 4 pouvant être reliée directement au rotor du compresseur basse pression 6 ou bien par l’intermédiaire d’un train d’engrenage épicycloïdal par exemple.

Classiquement le rotor de la turbine 12, 14 (basse pression ou haute pression) comprend une pluralité de roues à aubes entourées par un anneau 24 de turbine délimitant extérieurement la veine d’écoulement des gaz. Chaque anneau 24 est généralement réalisé en un alliage métallique, par exemple un alliage à base de Nickel, et est fixé à un carter 26 externe de turbine, directement ou par l’intermédiaire d’une entretoise par exemple.

La surface radialement interne 28 de l’anneau 24 peut comporter un revêtement abradable 30 destinée à limiter la circulation d’air parasite entre l’extrémité radialement externe des aubes et l’anneau 24. L’anneau 24 assure, en outre, une fonction de barrière thermique.

Les anneaux 24 comprennent au moins une première bride 32 et une seconde bride 34, situées axialement à l’amont et à l’aval respectivement, par lesquelles ils sont fixés au carter annulaire radialement externe 26 de turbine.

Dans les moteurs aéronautiques en particulier, l’amélioration du rendement conduit à rechercher un fonctionnement à des températures toujours plus élevées. Ceci oblige notamment à refroidir les anneaux 24 de turbine, notamment celui de la turbine haute pression 12, ce dernier étant soumis aux gaz chauds issus de la chambre de combustion 10. Or ce refroidissement a un impact significatif sur la performance du moteur puisque le flux d’air de refroidissement utilisé est prélevé dans la veine annulaire primaire 16, au niveau des compresseurs 6, 8, ce qui réduit le débit d’air d’alimentation de la chambre de combustion 10. Les températures de fonctionnement de la turbomachine 2 sont par ailleurs limitées du fait de l’utilisation d’alliages métalliques qui peut se dégrader avec des températures trop élevées.

Afin de répondre à cette problématique, il est connu d’utiliser des matériaux composites à matrice céramique, ou CMC. De tels matériaux sont connus pour leur propriétés mécaniques les rendant aptes à conserver leur intégrité mécanique à des températures élevées.

Par ailleurs, les CMC ont une masse volumique inférieure à celles des alliages métalliques traditionnellement utilisés.

Toutefois, en fonctionnement les anneaux 24 de turbine, et dans notre cas les anneaux 24 en matériau CMC, impliquent un gradient thermique le long de leur axe de révolution (axe X). La figure 2 illustre schématiquement, en section, un anneau 24 comprenant une paroi annulaire 36 depuis laquelle s’étendent radialement vers l’extérieur la première bride 32 et la seconde bride 34. Le gradient thermique ci-dessus évoqué est représenté par différentes zones de chaleur. Une première zone centrale 38 correspond à la zone de l’anneau 24 dans laquelle la température est la plus élevée. La température élevée de la zone centrale 38 est notamment due à l’échauffement, par exemple par friction, de l’air circulant entre l’anneau 24 et l’extrémité radialement externe des aubes.

Dans une seconde zone 40 située sur les parties amont et aval de la paroi annulaire 36, l’anneau 24 atteint une température plus faible que celle de la première zone 38. Enfin dans une troisième zone 42, correspondant sensiblement aux première et seconde brides 32, 34, la température est plus faible que dans les première et seconde zones 38, 40.

Un tel gradient thermique induit des contraintes thermomécaniques qui peuvent, à terme, conduire à la destruction de l’anneau 24, notamment pour les anneaux 24 en CMC. En effet, les matrices céramique admettent une déformation élastique bien moindre que celle admise par un alliage métallique par exemple. Dès lors, si un anneau 24 en CMC est fixé sur un carter 26 en alliage métallique, la dilatation du carter 26, notamment à cause de la chaleur, peut induire des efforts mécaniques dans l’anneau 24 en CMC, ces efforts pouvant conduire à la destruction de l’anneau 24 en CMC.

Toutefois, l’apparition de contraintes mécaniques et/ou thermomécaniques n’est pas liée spécifiquement à la fixation de l’anneau ou du secteur d’anneau dans la turbomachine. En effet, les contraintes mécaniques et/ou thermomécaniques sont notamment dues à la présence de gradients thermiques dans l’anneau ou le secteur d’anneau. En revanche la fixation de l’anneau ou du secteur d’anneau en CMC sur une pièce métallique tend à accroître l’apparition de ces contraintes mécaniques et/ou thermomécaniques.

On comprend donc qu’il est nécessaire de refroidir les anneaux 24 afin de limiter ce gradient thermique et ainsi préserver les anneaux 24.

La figure 3 illustre une méthode connue pour refroidir l’anneau 24. Dans cette méthode, un air froid est prélevé en amont de la turbine 12, 14, par exemple dans le compresseur haute pression 8 ou le compresseur basse pression 6. Cet air prélevé est dirigé via des diffuseurs 44 d’air de refroidissement de sorte à impacter une surface radialement externe 46 de l’anneau 24, également nommée « baignoire », située entre la première bride 32 (amont) et la seconde bride 34 (aval). Cet impact d’air permet alors de refroidir l’anneau 24 et limite ainsi les effets de gradient thermique axial.

Toutefois, cette méthode présente certains inconvénients.

Premièrement, le prélèvement d’air en sortie du compresseur 6, 8 réduit les performances de la turbomachine 2 puisque l’air prélevé ne peut pas être utilisé pour alimenter la chambre de combustion 10.

Deuxièmement, l’intégration du diffuseur 44 dans la turbine 12, 14 demande un espace radial important au détriment de la compacité de la turbomachine 2. De même, des canalisations 48 sont nécessaires pour acheminer l’air depuis le compresseur 6, 8 jusqu’au(x) diffuseur(s) 44. Ainsi, les diffuseurs 44 et les canalisations 48 entraînent un poids supplémentaire néfaste aux performances de la turbomachine 2. De plus, le diffuseur 44 est une pièce supplémentaire à fabriquer et son installation complexifie le montage de la turbomachine 2, ce qui entraîne un coût et un temps de fabrication importants de la turbomachine 2.

L’invention a notamment pour but d’apporter une solution simple, efficace et économique à ces problèmes.

A cet effet, l’invention propose, un anneau de turbine de turbomachine, comprenant une paroi annulaire une première bride et une seconde bride annulaires, les brides étant s’étendant radialement vers l’extérieur et étant espacées axialement l’une de l’autre, caractérisé en ce que l’anneau comprend au moins une partie annulaire intercalaire formée longitudinalement entre les deux brides et s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la paroi annulaire.

La partie intercalaire permet de créer une partie annulaire en saillie formant une ailette qui assure un échange thermique avec un air. Ainsi, le gradient thermique entre les extrémités axiales des brides et la portion centrale de l’anneau est réduit. Les contraintes thermomécaniques auxquelles est soumis l’anneau sont dès lors réduites et sa durée de vie augmentée.

La partie annulaire peut être située à égale distance en direction longitudinale de la première bride annulaire et de la seconde bride annulaire.

Ce positionnement particulier permet notamment d’améliorer le refroidissement de la partie annulaire de l’anneau, en permettant d’uniformiser axialement la température le long de la paroi annulaire.

La partie annulaire peut s’étendre radialement sur une distance sensiblement égale à une distance sur laquelle s’étendent radialement les première et seconde brides.

On permet alors de réaliser un refroidissement homogène de la partie annulaire de l’anneau puisque chacune des brides et de la partie annulaire intercalaire est dans l'air frais circulant entre la partie annulaire de l’anneau et le carter externe de la turbine. Cela renforce alors le refroidissement uniforme de l’anneau.

La partie annulaire peut être venue de matière avec la paroi annulaire.

La fabrication d'un tel anneau est alors facili tée puisque la partie annulaire intercalaire peut être réalisée en même temps que la réalisation de la première bride et de la seconde bride.

L’anneau peut être formé d’une pluralité de secteurs d’anneaux agencés circonférentiellement bout à bout.

Un anneau sectorisé présente notamment un avantage en terme de maintenance puisqu’en cas d’avarie sur l’anneau, seul la partie impactée peut être changée, ce qui rend la phase de maintenance plus rapide et limite la perte due à l’inexploitation de la turbomachine. En outre, la sectorisation offre un gain en terme de fabrication puisqu’il est plus simple de manipuler, transporter et installer un secteur plutôt qu’un anneau complet.

Par ailleurs, la partie intercalaire, qui ne sert pas à la fixation de l’anneau ou du secteur d’anneau, est très peu soumise aux contraintes mécaniques ou thermomécaniques. Ainsi, la partie intercalaire ne se déforme pas, ou très légèrement, lors de l’utilisation de la turbomachine. La partie intercalaire est donc préservée au cours de la vie de la turbomachine. La partie intercalaire peut donc être utilisée comme un référentiel secondaire de l’anneau ou du secteur d’anneau, que ce soit à l’état initial, c’est-à-dire avant une première utilisation de la turbomachine ou après une opération de maintenance, ou après plusieurs heures de fonctionnement de la turbomachine.

Ce référentiel secondaire peut notamment être utilisé comme référentiel de fabrication et/ou de maintenance, notamment pour réparer les zones affectées en cas d’endommagement.

L’invention concerne en outre une turbine, en particulier haute pression, pour turbomachine comprenant un anneau du type précité.

Dans cette turbine, la première bride peut être agencée au voisinage de l’extrémité amont de l’anneau, la seconde bride peut être agencée au voisinage de l’extrémité aval de l’anneau, lesdites première et seconde brides pouvant être fixées à un carter externe.

L’invention concerne également une turbomachine comprenant une turbine du type de celle précitée.

L’invention concerne en outre un procédé de fabrication d’un anneau du type précité, comprenant une étape dans laquelle on tisse une bande fibreuse en fibres céramique, ladite bande fibreuse comprenant deux déliaisons contenues dans un premier plan et définissant deux premiers brins et deux seconds brins reliés les uns aux autres par une portion centrale, le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend également une étape dans laquelle on forme, sur une surface formée par un premier brin, un second brin et la portion centrale, deux déliaisons supplémentaires contenues dans un second plan et définissant un troisième brin et un quatrième brin reliées l’un à l’autre par la portion centrale.

Ce procédé permet ainsi d’obtenir un anneau ou un secteur d’anneau monobloc, et donc résistant, puisque chaque brin est relié à la portion centrale.

Le procédé peut également comprendre les étapes suivantes :

- former une préforme comprenant la paroi annulaire, la première bride, la seconde bride, et la partie annulaire intercalaire,

- injecter dans la préforme une composition de sorte à former une matrice céramique.

L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :

- la figure 1 est une vue schématique d’une turbomachine ;

- la figure 2 est une vue schématique montrant les gradients thermiques dans une section longitudinale d’un anneau de turbine selon l’art antérieur ;

- la figure 3 est une vue d’un système de refroidissement d’un anneau de turbine selon l’art antérieur ;

- la figure 4 est une vue en perspective d’un anneau de turbine selon l’invention ;

- la figure 5 est une vue de détail en coupe d’une turbine comprenant un anneau de turbine selon l’invention ;

- la figure 6 est une vue schématique montrant les gradients thermiques dans une section longitudinale d’un anneau de turbine selon l’invention, et

- les figures 7a et 7b représentent deux étapes de réalisation, selon une première méthode, d’un anneau de turbine selon l’invention.

La figure 4 représente un anneau 50 de turbine selon l’invention, cet anneau 50 étant apte à être monté dans une turbine haute pression 12 telle que celle de la turbomachine 2 de la figure 1.

L’anneau 50 est formé d’une pluralité de secteurs d’anneaux 50a agencés circonférentiellement bout à bout autour de l’axe X de la turbomachine 2. Chaque secteur 50a est un secteur réalisé en matériau composite à matrice céramique, également appelé matériau CMC.

Avantageusement, entre deux secteurs d’anneau 50a circonférentiellement successifs, des plaquettes d’étanchéité (non représentées) sont positionnées de sorte que l’air traversant la turbine 12 ne puisse pas circuler radialement de l’intérieur de la turbine 12 vers l’extérieur et se mélanger avec un air de refroidissement circulant autour de la turbine 12. Un tel mélange aurait pour conséquence de réchauffer l’air de refroidissement et nuirait donc au refroidissement de la turbine 12.

Vu en section, comme illustré notamment aux figures 5 et 6, l’anneau 50 comprend une paroi annulaire 52 présentant une face radialement interne 54 et une face radialement externe 54 opposées l’une à l’autre.

Sur sa face radialement interne 54, l’anneau 50 comprend un revêtement abradable 58 apte à coopérer avec une extrémité radialement externe d’aubes mobiles d’une partie de rotor (non représentée) de la turbine 12.

L’anneau 50 comprend en outre une première bride 60 et une seconde bride 62 annulaires, les brides 60, 62 s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la paroi annulaire 52 sur une distance comprise entre 10 et 40 mm par exemple.

Les première et seconde brides 60, 62 sont espacées axialement l’une de l’autre, la première bride 60 étant agencée au voisinage de l’extrémité amont 64 de l’anneau 50, et la seconde bride 62 étant agencée au voisinage de l’extrémité aval 66 de l’anneau 50.

En outre, lesdites première et seconde brides 60, 62 comprennent chacune au moins une ouverture 68 axiale.

L’anneau 50 comprend également au moins une partie annulaire intercalaire 70 formée longitudinalement entre les deux brides 60, 62 et s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la paroi annulaire 52.

De préférence, la partie annulaire 70 est située à égale distance, en direction longitudinale, de la première bride 60 annulaire et de la seconde bride 62 annulaire.

En outre, la partie annulaire 70 s’étend radialement sur une distance H1 sensiblement égale à la distance H2 sur laquelle s’étendent radialement les première et seconde brides 60, 62 (figure 6). Les distances H1 et H2 sont par exemple comprises entre 5 et 50 mm.

De préférence, et comme représenté sur les figures 4 à 6, ladite partie annulaire 70 est venue de matière avec la paroi annulaire 52. Des congés 72 ou chanfreins pourront être prévus à la jonction entre la partie annulaire 70 et la paroi annulaire 52.

La figure 6 montre le gradient thermique dans l’anneau selon l’invention. Contrairement à la figure 2, on note ici qu’il n’existe que deux zones de chaleur 74, 76. Une première zone 74 est sensiblement formée par la paroi annulaire 52 de l’anneau 50 et une seconde zone 76 est formée par la première bride 60, la seconde bride 62 et la partie annulaire intercalaire 70. La seconde zone 76 a une température inférieure à la première zone et permet, par transmission de chaleur (représentée par les flèches 78), de refroidir la paroi annulaire 52 de l’anneau 50.

Dans la turbine 12, l’anneau 50 est fixé au carter externe 26 de turbine. Cette fixation est réalisée par une patte amont de fixation 80 et une patte aval de fixation 82, chaque patte de fixation 80, 82 portant un pion 84 apte à venir se loger dans une ouverture 68 d’une bride 60, 62. Plus précisément le pion 84 de la patte amont 80 et le pion 84 de la patte aval 82 viennent se loger dans l’ouverture 68 de la bride amont 60 et de la bride aval 62 respectivement.

Un anneau 50, ou secteur d’anneau 50a, tel qu’il vient d’être décrit, est obtenu selon un procédé comprenant les étapes ci-après et illustré aux figures 7a et 7b.

Dans une première étape, on tisse une bande fibreuse 86 en fibres céramique, par exemple en fibres SiC. Ladite bande fibreuse 86 comprend deux déliaisons 88 contenues dans un premier plan qui définissent deux premiers brins 90 et deux seconds brins 92. Lesdits premiers et seconds brins 92, sont reliés les uns aux autres par une portion centrale 94 et situés chacun respectivement d’un premier côté et d’un second côté opposé d’un plan P1 perpendiculaire à un plan d’extension de la bande 86, passant par la portion centrale 94.

L’un des premiers brins 90 forme avec le second brin 92 en vis-à-vis et la portion centrale 94, une surface 96 sensiblement plane à partir de laquelle, dans une seconde étape, on forme deux déliaisons 98 supplémentaires. Ces deux déliaisons 98 supplémentaires sont sensiblement parallèles aux deux déliaisons 88 précitées et présentent une longueur supérieure à ces dernières.

Ces deux déliaisons supplémentaires 98 sont contenues dans un second plan et définissent un troisième brin 100 et un quatrième brin 102 reliés l’un à l’autre par la portion centrale 94.

Dans une troisième étape, on réalise une préforme 104 comprenant la paroi annulaire 52, la première bride 60, la seconde bride 60, et la partie annulaire intercalaire 70.

Cette préforme est obtenue par des pliages successifs. Un premier pliage (flèches 106) consiste à plier le troisième brin 100 et le quatrième brin 102 sensiblement perpendiculairement à la portion centrale 94. Ce premier pliage permet notamment de définir les flancs de la partie annulaire intercalaire 70.

Un second pliage (flèches 108) consiste à plier l’un des premiers brins 90 et l’un des seconds brins 92 sensiblement perpendiculairement à la portion centrale 94. Le premier brin 90 et le second brin 92 pliés dans cette seconde étape sont les brins 90, 92 situés entre l’autre des premiers brins 90 plié et le troisième brin 100 et entre l’autre des seconds brins 92 non plié et le quatrième brin 102 respectivement.

Il est précisé que les pliages sont effectués dans un plan en référence aux figures 7a et 7b qui représentent une section de la bande fibreuse 86, la bande fibreuse 86 étant destinée à former une pièce annulaire ou en section d’anneau dans le cadre d’un secteur d’anneau 50a.

Une fois cette seconde étape effectuée, on obtient alors une préforme 104 comprenant une paroi annulaire 52 formée de la portion centrale 94 et du premier brin 90 et du second brin 92 non pliés, depuis laquelle s’étendent :

- une première bride 60 formée par le premier brin 90 plié,

- une seconde bride 62 formée par le second brin 92 plié, et

- une partie annulaire intermédiaire 70 formée par le troisième brin 100 et le quatrième brin 102.

Avantageusement, cette préforme 104 est réalisée dans un moule.

Dans une quatrième étape, on injecte dans la préforme 104 une composition, par exemple une composition à base de silicium fondu, de sorte à former une matrice céramique.

En variante non illustrée, la partie annulaire intercalaire 70 pourrait être préformée indépendamment et rapportée sur la portion centrale 94 entre la troisième étape d’obtention de la 104 préforme et la quatrième étape d’injection.

Bien que les figures 4 à 6 n’illustrent qu’une partie annulaire intercalaire 70, l’anneau 50, et plus précisément chaque secteur d’anneau 50a, pourrait comprendre plusieurs parties intercalaires 70, par exemple deux ou trois.

Claims (11)

1. REVENDICATIONS

   1. Anneau (50) de turbine de turbomachine, comprenant une paroi annulaire (52) une première bride (60) et une seconde bride (62) annulaires, les brides (60, 62) s’étendant radialement vers l’extérieur et étant espacées axialement l’une de l’autre, caractérisé en ce que l’anneau (50) comprend au moins une partie annulaire intercalaire (70) formée longitudinalement entre les deux brides (60, 62) et s’étendant radialement vers l’extérieur depuis la paroi annulaire (52).
2. 2. Anneau (50) selon la revendication 1, dans lequel la partie annulaire (70) est située à égale distance en direction longitudinale de la première bride (60) annulaire et de la seconde bride (62) annulaire.
3. 3. Anneau (50) selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel la partie annulaire (70) s’étend radialement sur une distance (H1) sensiblement égale à une distance (H2) sur laquelle s’étendent radialement les première et seconde brides (60, 62).
4. 4. Anneau (50) selon l’une des revendication 1 à 3, dans lequel ladite partie annulaire (70) est venue de matière avec la paroi annulaire (52).
5. 5. Anneau (50) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel il est formé d’une pluralité de secteurs d’anneaux (50a) agencés circonférentiellement bout à bout.
6. 6. Turbine (12), en particulier haute pression, pour turbomachine (2) comprenant un anneau (50) selon l’une des revendications 1 à 5.
7. 7. Turbine (12) selon la revendication 6, dans laquelle la première bride (60) est agencée au voisinage de l’extrémité amont (64) de l’anneau (50), la seconde bride (62) est agencée au voisinage de l’extrémité aval (66) de l’anneau (50), lesdites première et seconde brides (60, 62) étant fixées à un carter externe (26).
8. 8. Turbomachine (2) comprenant une turbine (12) selon la revendication 6 ou la revendication 7.
9. 9. Procédé de fabrication d’un anneau (50) selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant une étape dans laquelle on tisse une bande fibreuse (86) en fibres céramique, ladite bande fibreuse (86) comprenant deux déliaisons (88) contenues dans un premier plan et

   5 définissant deux premiers brins (90) et deux seconds brins (92) reliés les uns aux autres par une portion centrale (94), le procédé étant caractérisé en ce qu’il comprend également une étape dans laquelle on forme, sur une surface (96) formée par un premier brin (90), un second brin (92) et la portion centrale (94), deux déliaisons (98) supplémentaires contenues dans
10. 10 un second plan et définissant un troisième brin (100) et un quatrième brin (102) reliées l’un à l’autre par la portion centrale (94).

    10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes :

    - former une préforme (104) comprenant la paroi annulaire (52),
11. 15 la première bride (60), la seconde bride (62), et la partie annulaire intercalaire (70),

    - injecter dans la préforme (104) une composition de sorte à former une matrice céramique.

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