WO2024105338A1 - Element de rotor pour turbomachine a aubes composites liees a un disque metallique - Google Patents

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WO2024105338A1
WO2024105338A1 PCT/FR2023/051805 FR2023051805W WO2024105338A1 WO 2024105338 A1 WO2024105338 A1 WO 2024105338A1 FR 2023051805 W FR2023051805 W FR 2023051805W WO 2024105338 A1 WO2024105338 A1 WO 2024105338A1
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WO
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rotor element
heel
disc
blade
composite material
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PCT/FR2023/051805
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Sadim Dieudonne
Olivier BAZOT
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Definitions

  • turbomachine rotors in particular fan and compressor rotors, are formed of blades mounted around a hub, commonly called a "disk", generally metallic. Most often, the blades are also metallic and are fixed to the disc via a pinned fastener, forming a base of the blade, housed in a cell provided at the periphery of the disc.
  • a rotor element for a turbomachine comprising a metal disc and a plurality of blades mounted on the disc, in which at least one of said blades is constituted by a hybrid blade. composed of composite material and comprising a metal heel linked to the disc.
  • the rotor element also has one or more of the following characteristics, taken in isolation or in any technically possible combination(s): - each blades consist of a hybrid blade; - at least one other of the blades is made up of a metal blade; - at least one other of the blades is constituted by a composite blade; - the or each other blade is made up of a metal blade; - the or each other blade is constituted by a composite blade; - the or each hybrid blade is composed mainly of composite material; - the heel is linked to the disc by welding or brazing; - the disc has a slice and, for the or each hybrid blade, a connection surface, arranged on said edge, to which the heel of said hybrid blade is linked; - the connection surface is substantially flat; - the connection surface is substantially perpendicular to a radial direction of the disc; - the disc comprises, for the or each hybrid blade, a base projecting radially outwards from the edge, said base having, opposite the edge
  • the invention also relates, according to a second aspect, to a turbomachine comprising a rotor element according to the first aspect.
  • the invention also relates, according to a third aspect, to an aircraft comprising at least one turbomachine according to the second aspect.
  • the subject of the invention is, according to a fourth aspect, a method of manufacturing a rotor element according to the first aspect, comprising the following steps: - supply of a metal disc, - supply of at least one hybrid blade composed of composite material and comprising a metal heel, and - connection of the heel of the or each hybrid blade to the disc.
  • the manufacturing process also has one or more of the following characteristics, taken in isolation or in any technically possible combination(s): - the heel of each blade hybrid is bonded to the disc by welding or brazing; - the welding of the heel of each hybrid blade to the disc is carried out by friction, for example by linear or orbital friction; - connecting the heel of each hybrid blade to the disc produces at least one weld bead, the manufacturing process comprising an additional step of machining the weld bead; and - the method comprises an additional step of static balancing of the rotor element, for example by machining a circumferential cord formed in the disc or adding weights fixed to the disc.
  • FIG. 1 is a top view of an aircraft according to an exemplary embodiment of the invention
  • - Figure 2 is a longitudinal sectional view of an upper half of a turbomachine of the aircraft of Figure 1
  • - Figure 3 is a front three-quarter perspective view of a rotor stage of a compressor of the turbomachine of Figure 2
  • - Figure 4 is a front three-quarter perspective view, of a blade of the rotor stage of Figure 3
  • - Figure 5 is a front view of a disc of the rotor stage of Figure 3
  • - Figure 6 is a view of a detail marked VI in Figure 5
  • - Figure 7 is a sectional view of the rotor stage of Figure 3 according to a section plane marked VII-VII in Figure 3
  • - Figure 8 is a view of a detail marked VIII of Figure 7
  • Figure 9 is a diagram
  • the aircraft 10 shown in Figure 1 includes turbomachines 12 to propel it.
  • the aircraft 10 is an airplane. This comprises, in a conventional manner, a fuselage 14, a tail unit 16 and two wings 18.
  • the turbomachines 12 are here two in number and are each housed under a respective wing 18.
  • the turbomachines 12 are arranged along the fuselage 14, for example near the empennage 16.
  • the aircraft 10 comprises a single turbomachine 12 or at least three turbomachines 12.
  • One of the turbomachines 12 is shown in Figure 2.
  • the turbomachine 12 is elongated along a longitudinal axis -say that there exists at least one angle for which the turbomachine is invariant by rotation around the longitudinal axis as well as their variations, are understood in reference to the X axis, an element described as “interior” or “internal” being oriented towards the opposite the axis 22 for circulating an air flow through the nacelle 20, a combustion chamber 24 housed in the vein 22, a motor body 26 and a gas exhaust nozzle 28.
  • the terms "upstream” and “downstream” are understood with reference to a direction of flow of an air flow through the vein 22.
  • the motor body 26 comprises a compressor 30, a turbine 32 and a transmission shaft 34 coupling the turbine 32 to the compressor 30 for driving the compressor 30 by the turbine 32.
  • the compressor 30 is arranged upstream of the combustion chamber 24 and supplies the combustion chamber 24 with compressed air. It comprises a stator 35 and a rotor 36.
  • the stator 35 is integral with the nacelle 20.
  • the rotor 36 is able to be rotated relative to the stator 35 via the transmission shaft 34; for this purpose, it is typically mounted fixedly on the transmission shaft 34.
  • the stator 35 comprises at least one, here a plurality, of stator stage(s) 37 each formed of vanes (not referenced) arranged substantially in the same radial plane.
  • the rotor 36 comprises at least one, here a plurality, of rotor stage(s) 38 each formed of blades (not referenced) arranged substantially in the same radial plane.
  • the stator stage(s) 37 and rotor stage(s) 38 are in the same number and alternate with each other.
  • the turbine 32 is arranged downstream of the combustion chamber 24 and receives the exhaust gases leaving the combustion chamber 24.
  • the transmission shaft 34 has the longitudinal axis 34 is guided in rotation relative to the nacelle 20 by means of bearings (not shown).
  • the turbomachine 12 is a multi-body turbomachine, in particular a double body, comprising a low pressure body 40 in addition to the engine body 26.
  • the engine body 26 then constitutes a high pressure body, the compressor 30 being a high pressure compressor, the turbine 32 being a high pressure turbine and the transmission shaft 34 being a high pressure shaft.
  • the low pressure body 40 comprises a low pressure compressor 41, a low pressure turbine 42 and a low pressure shaft 43 coupling the low pressure turbine 42 to the low pressure compressor 41 for driving the low pressure compressor 41 by the low pressure turbine 42.
  • the low pressure compressor 41 is arranged upstream of the high pressure compressor 30 and supplies the latter with compressed air. It comprises a stator 45 and a rotor 46.
  • the stator 45 is integral with the nacelle 20.
  • the rotor 46 is capable of being rotated relative to the stator 45 by means of the low pressure shaft 43; for this purpose, it is typically mounted fixed on the low pressure shaft 43.
  • the stator 45 comprises at least one, here a plurality, of stator stage(s) 47 each formed of vanes (not referenced) arranged substantially in the same radial plane.
  • the rotor 46 comprises at least one, here a plurality, of rotor stage(s) 48 each formed of blades 49 ( Figure 3) arranged substantially in the same radial plane.
  • the stator stage(s) 47 and rotor stage(s) 48 are in the same number and alternate with each other.
  • the low pressure turbine 42 is arranged downstream of the high pressure turbine 32 and receives the exhaust gases leaving the latter.
  • the low pressure shaft 43 is guided in rotation relative to the nacelle 20 by means of bearings (not shown).
  • the low pressure shaft 43 is coaxial with the high pressure shaft 34.
  • the turbomachine 12 also includes a fan 50 to drive the air flow in an external circulation vein 52 surrounding the nacelle 20.
  • a primary air flow A hot
  • a secondary air flow B cold
  • the fan 50 comprises a fan rotor 54. This fan rotor 54 is rotatably mounted relative to the nacelle 20 around the longitudinal axis 56 extending substantially radially outwards from the disc 55.
  • vanes 56 when rotated, drive the air flow in the external circulation stream 52.
  • the fan rotor 54 is rotated by the low pressure turbine 42, via the low pressure shaft 43.
  • this drive is done via a reduction gear 57 allowing the fan rotor 54 to rotate at a lower speed to that of the low pressure shaft 43.
  • this drive is direct, that is to say that the fan rotor 54 is integral in rotation with the low pressure shaft 43.
  • the rotor of blower 54 is in particular arranged upstream of the internal circulation vein 22 and also drives the air flow in the latter.
  • the fan 50 also comprises a fan stator 58, also called a rectifier, comprising fixed vanes 59 arranged at the periphery of the nacelle 20, in the external circulation vein 52, following a plane orthogonal to the longitudinal axis by a turbojet with a high bypass ratio, the dilution rate being defined as the ratio of the flow rate of the secondary flow B (cold) to the flow rate of the primary flow A (hot).
  • the turbomachine 12 does not have a fan casing 60, that is to say that the external circulation stream 52 has no peripheral delimitation.
  • the turbomachine 12 is then constituted by a turbojet with an unducted fan or by a turboprop.
  • a rotor stage 48 of the low pressure compressor 41 is shown in more detail in Figure 3.
  • the rotor stage 48 comprises, in addition to the blades 49, a metal disc 62 for supporting the blades 49.
  • each blade 49 is elongated in a substantially radial direction of elongation Y, that is to say perpendicular to the longitudinal axis Y elongation axis.
  • Each blade 49 has an aerodynamic profile shaped so as to generate lift when moved in an air flow.
  • each blade 49 comprises, as visible in Figure 4, an intrados 70, an extrados 72, a leading edge 74 constituting an upstream edge of the blade 49, a trailing edge 76 constituting a downstream edge of the blade 49, and a rope (not shown), orthogonal to the elongation axis Y, connecting the leading edge 74 to the trailing edge 76.
  • each blade 49 is twisted around its axis d elongation Y, that is to say that its rope pivots around said elongation axis Y when moving along the elongation axis Y.
  • Each blade 49 also has, always with reference to Figure 4, a proximal end 77 for connection to the disc 62 and an opposite, free distal end 78.
  • At least one of the blades 49, here several blades 49, is constituted by a hybrid blade 79 comprising a proximal portion 80 forming a heel, close to the disc 62, made of metal, and a distal portion 82, distant from the disc 62, composed of at least partly of a composite material structure (not shown).
  • the proximal portion 80 and the distal portion 82 each have an aerodynamic profile.
  • the heel 80 delimits the proximal end 77 of the blade 79, which is substantially planar. It typically extends over a height of between 10 and 20% of the height of the blade 79.
  • the heel 80 extends over a height less than 10% of the height of the blade or over a height greater than 20% of the height of the blade.
  • the metal constituting the heel 80 is for example titanium or a titanium alloy.
  • the heel 80 is fixed to the composite material structure by means of at least one pin 81, here two pins 81.
  • Each pin 81 is embedded in the composite material structure composite and hooped in the heel 80.
  • the pin(s) 81 present(s) an optimized geometry so as to ensure good holding of the distal portion 82 to the heel 80 despite the centrifugal forces to which the blade is subjected 79.
  • the heel 80 is fixed to the composite material structure by means of a metal spar 83 secured to the heel 80 and extending into the composite material.
  • This metal spar 83 is here elongated in the direction of elongation Y. It typically comes in one piece with the heel 80.
  • the metal spar 83 has an optimized geometry so as to ensure good holding of the distal portion 82 to the heel 80 despite the centrifugal forces to which the blade 79 is subjected.
  • the heel 80 is fixed to the composite material structure by a bathtub type attachment, that is to say by means of ribs 85 secured to the heel 80 between which The composite material structure is embedded.
  • Each rib 85 projects in the direction of elongation Y from the face 87 of the heel 80 oriented towards the distal portion 82.
  • each rib 85 is positioned, as shown, at the periphery of said face 87 and is flush with an edge of said face 87.
  • the ribs 85 together delimit a closed contour in a plane orthogonal to the elongation axis Y.
  • the ribs 85 are typically integral with the heel 80.
  • the ribs 85 have an optimized geometry of so as to ensure good holding of the distal portion 82 to the heel 80 despite the centrifugal forces to which the blade 79 is subjected.
  • the heel 80 is fixed to the composite material structure by conventional means known to those skilled in the art.
  • the distal portion 82 extends over the majority of the height of the blade 79, advantageously over at least 80% of the height of the blade 79, for example at least 85%. It extends from the heel 80 to the distal end 78 of the blade 79. The distal portion 82 is part of the extension of the heel 80 to the intrados 70 and to the extrados 72.
  • the composite material structure extends over the entire height of the distal portion 82. In other words it extends from the heel 80 to the distal end 78 of the blade 79.
  • the composite material structure comprises a fibrous reinforcement (not shown) and a matrix (not shown) in which the fibrous reinforcement is embedded.
  • the fibrous reinforcement is for example obtained by three-dimensional weaving.
  • a single-piece fibrous preform with progressive thickness comprising warp strands and weft strands, these strands comprising for example carbon, glass, basalt fibers, and /or aramid.
  • Said fibrous preform is advantageously obtained by three-dimensional or multilayer weaving, that is to say say that the warp strands follow sinuous paths in order to link together weft strands belonging to different layers of weft strands, it being noted that said three-dimensional weaving can include 2D weaves on the surface. Different three-dimensional weave weaves can be used, such as interlock, multi-satin or multi-veil weaves, for example, as described in particular in document WO 2006/136755.
  • the fibrous reinforcement is then embedded in the matrix, for example by means of the so-called resin transfer molding technique (better known by the acronym RTM, from English “Resin Transfer Molding”).
  • the composite material structure is obtained by draping different layers of prepreg each comprising the fibrous reinforcement and the matrix.
  • the composite material structure constitutes the majority of the blade 79, so that the blade 79 is thus composed mainly of composite material.
  • the expression "composed mainly” is understood here and in the following in mass proportions, that is to say that the majority component (here the composite material) constitutes more than 50% by weight of the object (here the dawn 79).
  • the composite material structure advantageously constitutes at least 70% by weight of the blade 79.
  • the composite material structure is in the minority, the blade 79 then being composed mainly of metal.
  • the blade 79 is composed approximately half of metal and the other half of composite material.
  • the distal portion 82 is also composed of a metal part, here comprising the spar 83 or the ribs 85, extending the heel 80 inside and/or around the composite material structure.
  • This metal part is preferably integral with the heel 80. It extends over all or part of the height of the distal portion 82.
  • the distal portion 82 then comprises a transition section 84 in contact with the heel 80 in which the density of the metal part decreases as the distance from the heel 80 increases. This ensures good mechanical strength of the blade 79.
  • This transition section 84 extends over all or part of the distal portion 82.
  • at least one of the blades 49 here two of the blades 49, is constituted by a blade 86 which is not a hybrid blade 79.
  • This blade 86 comprises a blade 88 intended to extend in the air stream, said blade 88 delimiting the distal end 78 of the blade 86 and forming the part of the blade 86 which has an aerodynamic profile.
  • It also includes a foot (not shown) forming the proximal end 77 of the blade 86.
  • This foot typically comprises a bulb and a stilt connecting the bulb to the blade 88, the bulb being connected to the stilt by a collar defining a local minimum of the foot section.
  • Said blade 86 is for example a metallic blade, that is to say that it is composed solely of metal, or a composite blade, that is to say that the structure of the blade 86 is composed solely of composite material.
  • the blades 49 comprise several blades 86, said blades 86 being all metal blades, all composite blades, or for some composite blades and for others metal blades.
  • the blades 49 are all hybrid blades 79.
  • the disc 62 comprises a large upstream face 90, a large downstream face 91 ( Figure 7) and, at its outer periphery, a slice 92 connecting said large 90, 91 faces to each other.
  • the disc 62 also has a central through orifice 94 opening into each of the large faces 90, 91, so that the disc 62 thus has an annular shape.
  • the edge 92 delimits an outer peripheral edge of the disc 62. It has a shape of revolution, for example cylindrical of revolution or frustoconical.
  • the slice 92 partly delimits the internal vein 22.
  • the disk 62 also comprises a plurality of bases 96 each projecting radially outwards from the slice 92. Their number is equal to that of the hybrid blades 79.
  • the disc 62 comprises, for each hybrid blade 79, a base 96.
  • the bases 96 are preferably in one piece with the rest of the disc 62.
  • each base 96 has, opposite the edge 92, a distal end 100.
  • This distal end 100 is substantially flat and substantially perpendicular to a radial direction of the disc 62, that is to say it there is a radial direction of the disc 62 passing through the distal end 100 and to which the latter is substantially orthogonal.
  • Each base 96 also has a peripheral surface 102 bordering the distal end 100. This peripheral surface 102 is connected to the edge 92 by a fillet 104. This fillet 104 goes around the base 96.
  • the transition between the edge 92 and the peripheral surface 102 of the base 96 is done progressively, which avoids aerodynamic disturbances.
  • the distal end 100 constitutes a connecting surface 106 to which the heel 80, more specifically the proximal end 77, of a respective hybrid blade 79 is linked, preferably welded.
  • the junction between the disk 62 and the hybrid blade 79 is at a distance from the edge 92, which guarantees good mechanical strength.
  • the main constraints are thus concentrated in the base 96 which, due to the fact that it is in one piece with the rest of the disk 62, presents better resistance.
  • This connecting surface 106 is of substantially identical shape to that of the proximal end 77 of the hybrid blade 79 and the hybrid blade 79 is positioned relative to the base 96 so that its intrados 70, its extrados 72, its edge d The attack 74 and its trailing edge 76 are each flush with the peripheral surface 102 of the base 96.
  • the junction between the hybrid blade 79 and the disc 62 is devoid of roughness, which avoids disturbing the aerodynamic flow and guarantees a good mechanical strength.
  • Disc 62 is made of metal. This metal is advantageously of the same nature as the metal constituting the heel 80 of the hybrid blades 79, that is to say that the majority metallic element constituting each of said metals is identical to the majority metallic element constituting the other metals.
  • the metal constituting the disc 62 and that constituting the heel 80 of the hybrid blades 79 are for example identical metals, or different alloys of the same base metal. This guarantees good mechanical strength of the hybrid blades 79 to the disc 62.
  • the disc 62 also includes cells 108 provided in the section 92. Their number is equal to that of the blades 86.
  • the disc 62 includes , for each blade 86, a cell 108. These cells 108 have a shape substantially complementary to that of the roots of the blades 86 and receive said feet when the blades 86 are fixed to the disc 62. The feet of the blades 86 cooperate with said cells 108 to maintain the blades 86 attached to the disk 62.
  • the bases 96 and the cells 108 are regularly distributed along the slice 92, that is to say that each base 96 or cell 108 is substantially equidistant from each adjacent base 96 or cell 108.
  • the disk 62 does not include any cell 108.
  • the bases 96 are then regularly distributed along the slice 92, that is to say that each base 96 is substantially equidistant from each adjacent base 96.
  • a process 200 for manufacturing the rotor 46 will now be described, with reference to Figures 9 to 15.
  • the process 200 begins with a first step 210 for manufacturing a rotor stage 48 of the rotor 46.
  • This first step 210 includes the provision 212 of the disc 62 and the supply 213 of the hybrid blades 79.
  • These supply steps 212, 213 are concomitant or, as shown, successive to one another.
  • the supply 212 of the disc 62 typically includes the machining of the entire disc 62 in the same block of metal.
  • the supply 213 of the hybrid blades 79 typically includes the machining of the heel 80 and the metal parts of the distal portion 82 in the same block of metal, the manufacturing of the composite structure, and the assembly of the heel 80 and the metal parts of the distal portion 82 to the composite structure.
  • the supply sub-steps 212, 213 are followed by a sub-step 214 of connecting the heel 80 of each hybrid blade 79 to the disc 62.
  • each blade 79 is in turn placed in screw -vis a respective base 96 of the disk 62, as shown in Figures 10 and 11, then the proximal end 77 of the blade 79 is brought into contact with the connecting surface 106 delimited by the base 96 and welded to the latter.
  • This welding is advantageously carried out by friction, for example by linear or orbital friction.
  • welding uses a filler metal; this filler metal is then of the same nature as the metals composing the blade 79 and the disc 62. Thanks to the flatness of the connecting surface 106 and that of the proximal end 77, this welding is facilitated.
  • the plane-to-plane contact of the two surfaces to be welded 106, 77 allows friction welding which would be difficult to implement if the surfaces had more complex shapes, for example if one of the two surfaces had a shape of revolution like the edge 92. It will be noted that this flatness of the surfaces is made possible by the fact that the connecting surface 106 is not directly carried by the edge 92 but by a base 96 projecting from the edge 92. As a variant , the proximal end 77 of the blade 79 is not welded but brazed to the connection surface 106. As visible in Figures 12 and 13, the welding (or brazing) of the heel 80 to the base 96 produces a bead of welding 110 at the periphery of the connection surface 106.
  • connection sub-step 214 is followed by a sub-step step 215 of machining said weld bead 110.
  • the weld bead 110 is machined so as to make the periphery of the junction between the blade 79 and the base 96 smooth and regular, as visible in Figures 14 and 15.
  • the weld bead 110 being placed at a distance from the edge 92 by the base 96, its machining is facilitated.
  • sub-step 215 is implemented in one go after all the hybrid blades 79 have been welded or brazed to the disc 62.
  • sub-step 215 is implemented in several times, after each connection of 'a hybrid blade 79 to disc 62.
  • the manufacturing 210 of the rotor stage 48 also includes, where appropriate, the supply 216 of the non-hybrid blades 86 and the assembly 217 of the latter to the disc 62 by inserting their feet into the cells 108 of the disc 62.
  • manufacturing 210 of the rotor stage 48 concludes with a sub-step 218 of static balancing of said rotor stage 48, during which material is added and/or removed from the rotor stage 48 so as to ensure its static balancing .
  • This static balancing of the rotor stage 48 is for example obtained by machining a circumferential cord (not shown) provided in the disc 62 or adding weights (not shown) fixed to the disc 62. Step 210 is repeated for each rotor stage 48 of the rotor 46. These rotor stages 48 are then assembled together during a subsequent assembly step 220. The rotor 46 is thus obtained. Thanks to the embodiment described above, it is thus possible to obtain a low pressure compressor rotor 46 which is at the same time light, resistant, and simple to produce. Furthermore, because the hybrid blades 79 comprise a composite material structure, it is easier to adjust their mechanical properties.

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Abstract

Cet élément de rotor (48) pour turbomachine comprend un disque (62) métallique et une pluralité d'aubes (49) montées sur le disque (62). Au moins une desdites aubes (49) est constituée par une aube hybride (79) composée de matériau composite et comportant un talon (80) métallique lié au disque (62).

Description

DESCRIPTION TITRE : ELEMENT DE ROTOR POUR TURBOMACHINE A AUBES COMPOSITES LIEES A UN DISQUE METALLIQUE DOMAINE DE L’INVENTION La présente invention concerne le domaine des turbomachines et plus particulièrement celui des rotors pour turbomachine du type comprenant des aubes composées de matériau composite. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE Classiquement, les rotors de turbomachine, notamment les rotors de soufflante et de compresseur, sont formés d’aubes montées autour d’un moyeu, communément appelé « disque », généralement métallique. Le plus souvent, les aubes sont elles aussi métalliques et sont fixées au disque par l’intermédiaire d’une attache brochée, formant un pied de l’aube, logée dans une alvéole ménagée à la périphérie du disque. Dans l’objectif d’alléger les rotors de turbomachine, de manière à améliorer la consommation et contribuer à une dynamique de l’arbre saine, il a été proposé diverses solutions. Pour les rotors de compresseur par exemple, il a été proposé d’utiliser des disques aubagés monoblocs (mieux connus sous l’acronyme « DAM » ou l’appellation anglaise « blisk ») dans lesquels les aubes sont venues de matière avec le disque. Cette solution permet en effet d’alléger le rotor en réduisant le nombre de pièces et en s’affranchissant des systèmes d’étanchéités nécessaires lorsqu’on utilise des attaches brochées. A cet effet, les aubes sont typiquement usinées dans le même bloc de matière que le disque, ou rapportées par soudure sur le disque. Pour les rotors de soufflante, il a été proposé d’utiliser des aubes composées au moins en partie d’une structure en matériau composite comportant un renfort fibreux densifié par une matrice polymère, les aubes étant toujours fixées au disque par l’intermédiaire d’une attache brochée. Cette solution permet en effet d’alléger le rotor en réduisant la masse des aubes, les aubes à structure en matériau composite étant, à caractéristiques propulsives équivalentes, plus légères que les aubes métalliques. Ces solutions ne donnent cependant pas entière satisfaction. En effet, les disques aubagés monoblocs restent relativement denses par rapport aux solutions employant des matériaux composites, qui quant à elles présentent une architecture complexe du fait du nécessaire recours à des systèmes d’étanchéité. EXPOSE DE L’INVENTION Un objectif de l’invention est d’alléger encore davantage les rotors de turbomachine. D’autres objectifs sont de simplifier leur architecture et d’en assurer une bonne tenue mécanique. A cet effet, l’invention a pour objet, selon un premier aspect, un élément de rotor pour turbomachine comprenant un disque métallique et une pluralité d’aubes montées sur le disque, dans lequel au moins une desdites aubes est constituée par une aube hybride composée de matériau composite et comportant un talon métallique lié au disque. Selon un mode de réalisation particulier de l’invention, l’élément de rotor présente également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toute(s) combinaison(s) techniquement possible(s) : - chacune des aubes est constituée par une aube hybride ; - au moins une autre des aubes est constituée par une aube métallique ; - au moins une autre des aubes est constituée par une aube composite ; - la ou chaque autre aube est constituée par une aube métallique ; - la ou chaque autre aube est constituée par une aube composite ; - la ou chaque aube hybride est composée majoritairement de matériau composite ; - le talon est lié au disque par soudage ou brasage ; - le disque présente une tranche et, pour la ou chaque aube hybride, une surface de liaison, agencée sur ladite tranche, à laquelle est lié le talon de ladite aube hybride ; - la surface de liaison est sensiblement plane ; - la surface de liaison est sensiblement perpendiculaire à une direction radiale du disque ; - le disque comprend, pour la ou chaque aube hybride, un socle faisant saillie radialement vers l’extérieur depuis la tranche, ledit socle présentant, à l’opposé de la tranche, une extrémité distale constituant la surface de liaison de ladite aube hybride ; - le socle présente une surface périphérique bordant l’extrémité distale et l’aube hybride est positionnée relativement au socle de sorte que son intrados, son extrados, son bord d’attaque et son bord de fuite affleurent chacun la surface périphérique du socle ; - la tranche a une forme de révolution ; - la tranche délimite pour partie une veine d’air de la turbomachine ; - l’élément de rotor constitue un étage rotorique de compresseur ou de soufflante ; - le talon présente un profil aérodynamique ; et - le talon est constitué de métal et l’aube hybride comprend une portion distale, éloignée du disque, composée au moins en partie d’une structure en matériau composite, ladite portion distale s’inscrivant dans le prolongement du talon à l’intrados et à l’extrados. L’invention a également pour objet, selon un deuxième aspect, une turbomachine comprenant un élément de rotor selon le premier aspect. L’invention a encore pour objet, selon un troisième aspect, un aéronef comprenant au moins une turbomachine selon le deuxième aspect. L’invention a enfin pour objet, selon un quatrième aspect, un procédé de fabrication d’un élément de rotor selon le premier aspect, comprenant les étapes suivantes : - fourniture d’un disque métallique, - fourniture d’au moins une aube hybride composée de matériau composite et comportant un talon métallique, et - liaison du talon de la ou chaque aube hybride au disque. Selon des modes de réalisation particuliers de l’invention, le procédé de fabrication présente également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou suivant toute(s) combinaison(s) techniquement possible(s) : - le talon de chaque aube hybride est lié au disque par soudage ou brasage ; - le soudage du talon de chaque aube hybride au disque est réalisé par friction, par exemple par friction linéaire ou orbitale ; - la liaison du talon de chaque aube hybride au disque produit au moins un cordon de soudure, le procédé de fabrication comprenant une étape supplémentaire d’usinage du cordon de soudure ; et - le procédé comprend une étape supplémentaire d’équilibrage statique de l’élément de rotor, par exemple par usinage d’un cordon circonférentiel ménagé dans le disque ou ajout de masselottes fixées au disque. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés, dans lesquels : - la Figure 1 est une vue de dessus d’un aéronef selon un exemple de réalisation de l’invention, - la Figure 2 est une vue en coupe longitudinale d’une moitié supérieure d’une turbomachine de l’aéronef de la Figure 1, - la Figure 3 est une vue en perspective, de trois-quarts avant, d’un étage rotorique d’un compresseur de la turbomachine de la Figure 2, - la Figure 4 est une vue en perspective, de trois-quarts avant, d’une aube de l’étage rotorique de la Figure 3, - la Figure 5 est une vue de face d’un disque de l’étage rotorique de la Figure 3, - la Figure 6 est une vue d’un détail marqué VI sur la Figure 5, - la Figure 7 est une vue en coupe de l’étage rotorique de la Figure 3 selon un plan de coupe marqué VII-VII sur la Figure 3, - la Figure 8 est une vue d’un détail marqué VIII de la Figure 7, - la Figure 9 est un diagramme illustrant un procédé de fabrication d’un rotor comprenant l’étage rotorique de la Figure 3, - la Figure 10 est une vue de côté de l’étage rotorique de la Figure 3 en cours de fabrication, à un premier stade du procédé de la Figure 9, - la Figure 11 est une vue d’un détail marqué XI de la Figure 10, - la Figure 12 est une vue de côté de l’étage rotorique de la Figure 3 en cours de fabrication, à un deuxième stade du procédé de la Figure 9, et - la Figure 13 est une vue d’un détail marqué XIII de la Figure 12, - la Figure 14 est une vue de côté de l’étage rotorique de la Figure 3 en cours de fabrication, à un troisième stade du procédé de la Figure 9, - la Figure 15 est une vue d’un détail marqué XV de la Figure 14, - la Figure 16 est une vue en coupe d’une portion de l’aube de la Figure 4 suivant un plan orienté parallèlement à un axe d’élongation de ladite aube et incluant la corde de cette dernière, selon un premier mode de réalisation de l’invention, - la Figure 17 est une vue en coupe d’une portion de l’aube de la Figure 4 suivant un plan orthogonal à la corde de ladite aube, selon le premier mode de réalisation de l’invention, - les Figures 18 et 19 sont des vues similaires respectivement à celles des Figures 16 et 17, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, et - les Figures 20 et 21 sont des vues similaires respectivement à celles des Figures 16 et 17, selon un troisième mode de réalisation de l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE D’UN EXEMPLE DE REALISATION L’aéronef 10 représenté sur la Figure 1 comprend des turbomachines 12 pour le propulser. Dans l’exemple représenté, l’aéronef 10 est un avion. Celui-ci comprend, de manière classique, un fuselage 14, un empennage 16 et deux ailes 18. Les turbomachines 12 sont ici au nombre de deux et sont chacune logées sous une aile 18 respective. En variante (non représentée), les turbomachines 12 sont disposées le long du fuselage 14, par exemple à proximité de l’empennage 16. En variante encore (également non représentée), l’aéronef 10 comprend une seule turbomachine 12 ou au moins trois turbomachines 12. L’une des turbomachines 12 est représentée sur la Figure 2. Comme visible sur cette Figure, la turbomachine 12 est allongée suivant un axe longitudinal X. Elle présente typiquement une symétrie angulaire autour dudit axe longitudinal X, c’est-à-dire qu’il existe au moins un angle pour lequel la turbomachine est invariante par rotation autour de l’axe longitudinal X. Ici et dans la suite, les termes « intérieur » et « extérieur », « interne » et « externe », ainsi que leurs déclinaisons, s’entendent en référence à l’axe X, un élément qualifié de « intérieur » ou « interne » étant orienté vers l’axe X alors qu’un élément « extérieur » ou « externe » est orienté à l’opposé de l’axe X. Le termes « radial » et ses déclinaisons s’entendent quant à eux en référence à une direction orthogonale à l’axe X. La turbomachine 12 comprend, de manière classique, une nacelle 20, une veine interne 22 de circulation d’un flux d’air à travers la nacelle 20, une chambre de combustion 24 logée dans la veine 22, un corps moteur 26 et une tuyère d’échappement des gaz 28. Dans la suite, les termes « amont » et « aval » s’entendent en référence à un sens d’écoulement d’un flux d’air à travers la veine 22. Le corps moteur 26 comprend un compresseur 30, une turbine 32 et un arbre de transmission 34 couplant la turbine 32 au compresseur 30 pour l’entraînement du compresseur 30 par la turbine 32. Le compresseur 30 est disposé en amont de la chambre de combustion 24 et alimente la chambre de combustion 24 en air comprimé. Il comprend un stator 35 et un rotor 36. Le stator 35 est solidaire de la nacelle 20. Le rotor 36 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator 35 par le biais de l'arbre de transmission 34 ; à cet effet, il est typiquement monté fixe sur l’arbre de transmission 34. Le stator 35 comprend au moins un, ici une pluralité, d’étage(s) statorique(s) 37 chacun formé d’aubes (non référencées) agencées sensiblement dans un même plan radial. De même, le rotor 36 comprend au moins un, ici une pluralité, d’étage(s) rotorique(s) 38 chacun formé d’aubes (non référencées) agencées sensiblement dans un même plan radial. Les étages statorique(s) 37 et rotorique(s) 38 sont en même nombre et alternent les uns avec les autres. La turbine 32 est disposée en aval de la chambre de combustion 24 et reçoit les gaz d’échappement sortant de la chambre de combustion 24. L’arbre de transmission 34 a pour axe de rotation l’axe longitudinal X. L'arbre de transmission 34 est guidé en rotation par rapport à la nacelle 20 par le biais de paliers (non représentés). Dans l’exemple représenté, la turbomachine 12 est une turbomachine à multiples corps, en particulier à double corps, comprenant un corps basse pression 40 en plus du corps moteur 26. Le corps moteur 26 constitue alors un corps haute pression, le compresseur 30 étant un compresseur haute pression, la turbine 32 étant une turbine haute pression et l’arbre de transmission 34 étant un arbre haute pression. Le corps basse pression 40 comprend un compresseur basse pression 41, une turbine basse pression 42 et un arbre basse pression 43 couplant la turbine basse pression 42 au compresseur basse pression 41 pour l’entraînement du compresseur basse pression 41 par la turbine basse pression 42. Le compresseur basse pression 41 est disposé en amont du compresseur haute pression 30 et alimente ce dernier en air comprimé. Il comprend un stator 45 et un rotor 46. Le stator 45 est solidaire de la nacelle 20. Le rotor 46 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator 45 par le biais de l'arbre basse pression 43 ; à cet effet, il est typiquement monté fixe sur l’arbre basse pression 43. Le stator 45 comprend au moins un, ici une pluralité, d’étage(s) statorique(s) 47 chacun formé d’aubes (non référencées) agencées sensiblement dans un même plan radial. De même, le rotor 46 comprend au moins un, ici une pluralité, d’étage(s) rotorique(s) 48 chacun formé d’aubes 49 (Figure 3) agencées sensiblement dans un même plan radial. Les étages statorique(s) 47 et rotorique(s) 48 sont en même nombre et alternent les uns avec les autres. La turbine basse pression 42 est disposée en aval de la turbine haute pression 32 et reçoit les gaz d’échappement sortant de cette dernière. L'arbre basse pression 43 est guidé en rotation par rapport à la nacelle 20 par le biais de paliers (non représentés). L'arbre basse pression 43 est coaxial à l'arbre haute pression 34. Il a donc également pour axe de rotation l’axe longitudinal X. En particulier, l'arbre basse pression 43 s'étend à l'intérieur de l'arbre haute pression 34. Ici, la turbomachine 12 comprend également une soufflante 50 pour entraîner le flux d'air dans une veine de circulation externe 52 entourant la nacelle 20. On distingue ainsi un flux d’air primaire A (chaud), constitué par la portion du flux d’air entraînée dans la veine de circulation interne 22, et un flux d’air secondaire B (froid), constitué par la portion du flux d’air entraînée dans la veine de circulation externe 52. La soufflante 50 comprend un rotor de soufflante 54. Ce rotor de soufflante 54 est monté rotatif relativement à la nacelle 20 autour de l’axe longitudinal X. Il comprend un disque 55 pourvu d'aubes de soufflante 56 s’étendant sensiblement radialement vers l’extérieur depuis le disque 55. Ces aubes 56, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d'air dans la veine de circulation externe 52. Le rotor de soufflante 54 est entraîné en rotation par la turbine basse pression 42, par l'intermédiaire de l'arbre basse pression 43. Dans l’exemple représenté, cet entraînement se fait par l’intermédiaire d’un réducteur 57 permettant au rotor de soufflante 54 de tourner à une vitesse inférieure à celle de l’arbre basse pression 43. En variante (non représentée), cet entraînement est direct, c’est-à-dire que le rotor de soufflante 54 est solidaire en rotation de l’arbre basse pression 43. Le rotor de soufflante 54 est en particulier disposé en amont de la veine de circulation interne 22 et entraîne également le flux d’air dans cette dernière. Dans l’exemple représenté, la soufflante 50 comprend également un stator de soufflante 58, également appelé redresseur, comprenant des aubes fixes 59 agencées à la périphérie de la nacelle 20, dans la veine de circulation externe 52, suivant un plan orthogonal à l’axe longitudinal X. Ce stator de soufflante 58 est ici agencé en aval du rotor de soufflante 54. La veine de circulation externe 52 est ici définie entre la nacelle 20 et un carter de soufflante 60 entourant la soufflante 50. La turbomachine 12 est typiquement constituée par un turboréacteur à fort taux de dilution (en anglais « bypass ratio »), le taux de dilution étant défini comme le rapport du débit du flux secondaire B (froid) sur le débit du flux primaire A (chaud). En variante (non représentée), la turbomachine 12 est dépourvue de carter de soufflante 60, c’est-à-dire que la veine de circulation externe 52 n’a aucune délimitation périphérique. La turbomachine 12 est alors constituée par un turboréacteur à soufflante non carénée ou par un turbopropulseur. Un étage rotorique 48 du compresseur basse pression 41 est représenté plus en détails sur la Figure 3. Comme visible sur cette Figure, l’étage rotorique 48 comprend, outre les aubes 49, un disque métallique 62 de support des aubes 49. En référence à la Figure 4, chaque aube 49 est allongée suivant une direction d’élongation Y sensiblement radiale, c’est-à-dire perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Dans ce qui suit, on désignera par « hauteur » une distance suivant l’axe d’élongation Y. Chaque aube 49 a un profil aérodynamique conformé de manière à générer une portance lorsqu’elle est déplacée dans un flux d’air. Ainsi, chaque aube 49 comprend, comme visible sur la Figure 4, un intrados 70, un extrados 72, un bord d’attaque 74 constituant un bord amont de l’aube 49, un bord de fuite 76 constituant un bord aval de l’aube 49, et une corde (non représentée), orthogonale à l’axe d’élongation Y, reliant le bord d’attaque 74 au bord de fuite 76. Dans l’exemple représenté, chaque aube 49 est vrillée autour de son axe d’élongation Y, c’est-à-dire que sa corde pivote autour dudit axe d’élongation Y lorsqu’on se déplace le long de l’axe d’élongation Y. Chaque aube 49 présente également, toujours en référence à la Figure 4, une extrémité proximale 77 de raccordement au disque 62 et une extrémité distale 78 opposée, libre. Au moins une des aubes 49, ici plusieurs aubes 49, est constituée par une aube hybride 79 comprenant une portion proximale 80 formant talon, proche du disque 62, constituée de métal, et une portion distale 82, éloignée du disque 62, composée au moins en partie d’une structure en matériau composite (non représentée). La portion proximale 80 et la portion distale 82 présentent chacune un profil aérodynamique. Le talon 80 délimite l’extrémité proximale 77 de l’aube 79, laquelle est sensiblement plane. Il s’étend typiquement sur une hauteur comprise entre 10 et 20% de la hauteur de l’aube 79. En variante, le talon 80 s’étend sur une hauteur inférieure à 10 % de la hauteur de l’aube ou sur une hauteur supérieure à 20 % de la hauteur de l’aube. Le métal constituant le talon 80 est par exemple le titane ou un alliage de titane. Dans un premier mode de réalisation, illustré aux Figures 16 et 17, le talon 80 est fixé à la structure en matériau composite au moyen d’au moins un pion 81, ici deux pions 81. Chaque pion 81 est noyé dans la structure en matériau composite et fretté dans le talon 80. Avantageusement, le ou les pion(s) 81 présente(nt) une géométrie optimisée de manière à assurer une bonne tenue de la portion distale 82 au talon 80 malgré les efforts centrifuges auxquels est soumise l’aube 79. Dans un deuxième mode de réalisation, illustré aux Figures 18 et 19, le talon 80 est fixé à la structure en matériau composite au moyen d’un longeron métallique 83 solidaire du talon 80 et s’étendant dans le matériau composite. Ce longeron métallique 83 est ici allongé suivant la direction d’élongation Y. Il est typiquement venu de matière avec le talon 80. Avantageusement, le longeron métallique 83 présente une géométrie optimisée de manière à assurer une bonne tenue de la portion distale 82 au talon 80 malgré les efforts centrifuges auxquels est soumise l’aube 79. Dans un troisième mode de réalisation, illustré aux Figures 20 et 21, le talon 80 est fixé à la structure en matériau composite par une fixation de type baignoire, c’est-à-dire au moyen de nervures 85 solidaires du talon 80 entre lesquelles est enchâssée la structure en matériau composite. Chaque nervure 85 fait saillie suivant la direction d’élongation Y depuis la face 87 du talon 80 orientée vers la portion distale 82. De préférence, chaque nervure 85 est positionnée, comme représenté, à la périphérie de ladite face 87 et affleure un bord de ladite face 87. Ici, les nervures 85 délimitent ensemble un contour fermé dans un plan orthogonal à l’axe d’élongation Y. Les nervures 85 sont typiquement venues de matière avec le talon 80. Avantageusement, les nervures 85 présentent une géométrie optimisée de manière à assurer une bonne tenue de la portion distale 82 au talon 80 malgré les efforts centrifuges auxquels est soumise l’aube 79. En variante, le talon 80 est fixé à la structure en matériau composite par des moyens conventionnels connus de l’homme du métier. Il est par exemple vissé à la structure en matériau composite, ou introduit directement dans un moule dans lequel est déposé le renfort fibreux de la structure en matériau composite pour une co-injection pendant l’étape d’injection de la matrice de la structure en matériau composite (typiquement dans le cas où la structure en matériau composite est produite par moulage par transfert de résine). De retour à la Figure 4, la portion distale 82 s’étend sur la majorité de la hauteur de l’aube 79, avantageusement sur au moins 80% de la hauteur de l’aube 79, par exemple au moins 85%. Elle s’étend depuis le talon 80 jusqu’à l’extrémité distale 78 de l’aube 79. La portion distale 82 s’inscrit dans le prolongement du talon 80 à l’intrados 70 et à l’extrados 72. En d’autres termes, les portions de l’intrados 70 et de l’extrados 72 portées par la portion distale 82 sont affleurantes avec respectivement les portions de l’intrados 70 et de l’extrados 72 portées par le talon 80. Ainsi, il n’y a pas d’aspérité ou d’épaulement à la jonction entre la portion distale 82 et le talon 80, ce qui évite de perturber le flux aérodynamique et garantit une bonne tenue mécanique. La structure en matériau composite s’étend sur toute la hauteur de la portion distale 82. En d’autres termes elle s’étend depuis le talon 80 jusqu’à l’extrémité distale 78 de l’aube 79. La structure en matériau composite comporte un renfort fibreux (non représenté) et une matrice (non représentée) dans laquelle est noyé le renfort fibreux. Le renfort fibreux est par exemple obtenu par tissage tridimensionnel. A cet effet, il est typiquement formé à partir d’une préforme fibreuse en une seule pièce avec épaisseur évolutive comprenant des torons de chaîne et des torons de trame, ces torons comprenant par exemple des fibres en carbone, en verre, en basalte, et/ou en aramide. Ladite préforme fibreuse est avantageusement obtenue par tissage tridimensionnel ou multicouche, c’est-à- dire que les torons de chaîne suivent des trajets sinueux afin de lier entre eux des torons de trame appartenant à des couches de torons de trame différentes, étant noté que ledit tissage tridimensionnel peut inclure des tissages 2D en surface. Différentes armures de tissage tridimensionnel peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-voile, par exemple, comme décrit notamment dans le document WO 2006/136755. Le renfort fibreux est ensuite noyé dans la matrice, par exemple au moyen de la technique dite de moulage par transfert de résine (mieux connue sous l’acronyme RTM, de l’anglais « Resin Transfer Molding »). En variante, la structure en matériau composite est obtenue par drapage de différentes couches de préimprégné comprenant chacune le renfort fibreux et la matrice. De préférence, la structure en matériau composite constitue la majorité de l’aube 79, de sorte que l’aube 79 est ainsi composée majoritairement de matériau composite. L’expression « composée majoritairement » s’entend ici et dans la suite en proportions massiques, c’est-à-dire que le composant majoritaire (ici le matériau composite) constitue plus de 50% en poids de l’objet (ici l’aube 79). La structure en matériau composite constitue avantageusement au moins 70% en poids de l’aube 79. En variante, la structure en matériau composite est minoritaire, l’aube 79 étant alors composée majoritairement de métal. En variante encore, l’aube 79 est composée sensiblement pour moitié de métal et, pour l’autre moitié, de matériau composite. Avantageusement, la portion distale 82 est également composée d’une partie métallique, comprenant ici le longeron 83 ou les nervures 85, prolongeant le talon 80 à l’intérieur et/ou autour de la structure en matériau composite. Cette partie métallique est de préférence venue de matière avec le talon 80. Elle s’étend sur tout ou partie de la hauteur de la portion distale 82. De préférence, la portion distale 82 comprend alors un tronçon de transition 84 en contact avec le talon 80 dans lequel la densité de la partie métallique diminue à mesure que la distance au talon 80 augmente. Cela permet d’assurer une bonne tenue mécanique de l’aube 79. Ce tronçon de transition 84 s’étend sur tout ou partie de la portion distale 82. De retour à la Figure 3, dans l’exemple représenté, au moins une des aubes 49, ici deux des aubes 49, est constituée par une aube 86 qui n’est pas une aube hybride 79. Cette aube 86 comprend une pale 88 destinée à s’étendre dans la veine d’air, ladite pale 88 délimitant l’extrémité distale 78 de l’aube 86 et formant la partie de l’aube 86 qui a un profil aérodynamique. Elle comprend également un pied (non représenté) formant l’extrémité proximale 77 de l’aube 86. Ce pied comporte typiquement un bulbe et une échasse reliant le bulbe à la pale 88, le bulbe étant relié à l'échasse par un col définissant un minimum local de la section du pied. Ladite aube 86 est par exemple une aube métallique, c’est-à-dire qu’elle est composée uniquement de métal, ou une aube composite, c’est-à-dire que la structure de l’aube 86 est composée uniquement de matériau composite. Par exemple, les aubes 49 comprennent plusieurs aubes 86, lesdites aubes 86 étant toutes des aubes métalliques, toutes des aubes composites, ou pour certaines des aubes composites et pour d’autres des aubes métalliques. En variante (non représentée), les aubes 49 sont toutes des aubes hybrides 79. En référence à la Figure 5, le disque 62 comprend une grande face amont 90, une grande face aval 91 (Figure 7) et, à sa périphérie extérieure, une tranche 92 reliant lesdites grandes 90, 91 faces l’une à l’autre. Le disque 62 présente également un orifice central 94 traversant débouchant dans chacune des grandes faces 90, 91, de sorte que le disque 62 présente ainsi une forme annulaire. La tranche 92 délimite un bord périphérique extérieur du disque 62. Elle a une forme de révolution, par exemple cylindrique de révolution ou tronconique. En particulier, la tranche 92 délimite en partie la veine interne 22. Le disque 62 comprend également une pluralité de socles 96 faisant chacun saillie radialement vers l’extérieur depuis la tranche 92. Leur nombre est égal à celui des aubes hybrides 79. Ainsi, le disque 62 comprend, pour chaque aube hybride 79, un socle 96. Les socles 96 sont de préférence monobloc avec le reste du disque 62. Ils sont typiquement usinés dans le même bloc de matière que le reste du disque 62. Comme visible sur la Figure 6, chaque socle 96 présente, à l’opposé de la tranche 92, une extrémité distale 100. Cette extrémité distale 100 est sensiblement plane et sensiblement perpendiculaire à une direction radiale du disque 62, c’est-à-dire qu’il existe une direction radiale du disque 62 passant par l’extrémité distale 100 et à laquelle cette dernière est sensiblement orthogonale. Chaque socle 96 présente également une surface périphérique 102 bordant l’extrémité distale 100. Cette surface périphérique 102 est reliée à la tranche 92 par un congé 104. Ce congé 104 fait le tour du socle 96. Ainsi, la transition entre la tranche 92 et la surface périphérique 102 du socle 96 se fait de manière progressive, ce qui évite les perturbations aérodynamiques. L’extrémité distale 100 constitue une surface de liaison 106 à laquelle est liée, de préférence soudée, le talon 80, plus spécifiquement l’extrémité proximale 77, d’une aube hybride 79 respective. Ainsi, la jonction entre le disque 62 et l’aube hybride 79 est à distance de la tranche 92, ce qui garantit une bonne tenue mécanique. En effet, les principales contraintes se retrouvent ainsi concentrées dans le socle 96 qui, du fait qu’il est monobloc avec le reste du disque 62, présente une meilleure résistance. Cette surface de liaison 106 est de forme sensiblement identique à celle de l’extrémité proximale 77 de l’aube hybride 79 et l’aube hybride 79 est positionnée relativement au socle 96 de sorte que son intrados 70, son extrados 72, son bord d’attaque 74 et son bord de fuite 76 affleurent chacun la surface périphérique 102 du socle 96. Ainsi, la jonction entre l’aube hybride 79 et le disque 62 est dépourvue d’aspérité, ce qui évite de perturber le flux aérodynamique et garantit une bonne tenue mécanique. Le disque 62 est constitué de métal. Ce métal est avantageusement de même nature que le métal constituant le talon 80 des aubes hybrides 79, c’est-à-dire que l’élément métallique majoritaire constituant chacun desdits métaux est identique à l’élément métallique majoritaire constituant l’autre métaux. Ainsi le métal constituant le disque 62 et celui constituant le talon 80 des aubes hybrides 79 sont par exemple des métaux identiques, ou des alliages différents d’un même métal de base. Cela garantit une bonne tenue mécanique des aubes hybrides 79 au disque 62. Dans l’exemple représenté, le disque 62 comprend également des alvéoles 108 ménagées dans la tranche 92. Leur nombre est égal à celui des aubes 86. Ainsi, le disque 62 comprend, pour chaque aube 86, une alvéole 108. Ces alvéoles 108 ont une forme sensiblement complémentaire à celle des pieds des aubes 86 et reçoivent lesdits pieds lorsque les aubes 86 sont fixées au disque 62. Les pieds des aubes 86 coopèrent avec lesdites alvéoles 108 pour maintenir les aubes 86 attachées au disque 62. Les socles 96 et les alvéoles 108 sont régulièrement répartis suivant la tranche 92, c’est-à-dire que chaque socle 96 ou alvéole 108 est sensiblement équidistant de chaque socle 96 ou alvéole 108 adjacent. Dans la variante où les aubes 49 sont toutes des aubes hybrides 79, le disque 62 ne comprend aucune alvéole 108. Les socles 96 sont alors régulièrement répartis suivant la tranche 92, c’est-à-dire que chaque socle 96 est sensiblement équidistant de chaque socle 96 adjacent. Un procédé 200 de fabrication du rotor 46 va maintenant être décrit, en référence aux Figures 9 à 15. Le procédé 200 débute par une première étape 210 de fabrication d’un étage rotorique 48 du rotor 46. Cette première étape 210 comprend la fourniture 212 du disque 62 et la fourniture 213 des aubes hybrides 79. Ces étapes de fourniture 212, 213 sont concomitantes ou, comme représenté, successives l’une à l’autre. La fourniture 212 du disque 62 comprend typiquement l’usinage de la totalité du disque 62 dans un même bloc de métal. La fourniture 213 des aubes hybrides 79 comprend typiquement l’usinage du talon 80 et des parties métalliques de la portion distale 82 dans un même bloc de métal, la fabrication de la structure composite, et l’assemblage du talon 80 et des parties métalliques de la portion distale 82 à la structure composite. Les sous-étapes de fourniture 212, 213 sont suivies d’une sous-étape 214 de liaison du talon 80 de chaque aube hybride 79 au disque 62. Lors de cette sous-étape 214, chaque aube 79 est tour à tour placée en vis-à-vis d’un socle 96 respectif du disque 62, comme représenté sur les Figures 10 et 11, puis l’extrémité proximale 77 de l’aube 79 est mise en contact avec la surface de liaison 106 délimitée par le socle 96 et soudée à ce dernier. Ce soudage est avantageusement réalisé par friction, par exemple par friction linéaire ou orbitale. Optionnellement, le soudage utilise un métal d’apport ; ce métal d’apport est alors de même nature que les métaux composant l’aube 79 et le disque 62. Grâce à la planéité de la surface de liaison 106 et à celle de l’extrémité proximale 77, ce soudage est facilité. En effet, le contact plan contre plan des deux surfaces à souder 106, 77 permet un soudage par friction qu’il serait difficile à mettre en œuvre si les surfaces avaient des formes plus complexes, par exemple si l’une des deux surfaces avait une forme de révolution comme la tranche 92. On notera que cette planéité des surfaces est permise par le fait que la surface de liaison 106 n’est pas directement portée par la tranche 92 mais par un socle 96 faisant saillie depuis la tranche 92. En variante, l’extrémité proximale 77 de l’aube 79 n’est pas soudée mais brasée à la surface de liaison 106. Comme visible sur les Figures 12 et 13, le soudage (ou le brasage) du talon 80 au socle 96 produit un cordon de soudure 110 à la périphérie de la surface de liaison 106. Ce cordon de soudure 110 risquerait de perturber le flux aérodynamique au pied de l’aube 79. Pour y remédier, la sous-étape de liaison 214 est suivie d’une sous-étape 215 d’usinage dudit cordon de soudure 110. Lors de cette sous-étape 215, le cordon de soudure 110 est usiné de manière à rendre la périphérie de la jonction entre l’aube 79 et le socle 96 lisse et régulière, comme visible sur les Figures 14 et 15. Le cordon de soudure 110 étant mis à distance de la tranche 92 par le socle 96, son usinage est facilité. Avantageusement, la sous-étape 215 est mise en œuvre en une fois après que toutes les aubes hybrides 79 aient été soudées ou brasées au disque 62. En variante, la sous-étape 215 est mise en œuvre en plusieurs fois, après chaque liaison d’une aube hybride 79 au disque 62. La fabrication 210 de l’étage rotorique 48 comprend encore, le cas échéant, la fourniture 216 des aubes non-hybrides 86 et l’assemblage 217 de ces dernières au disque 62 par insertion de leurs pieds dans les alvéoles 108 du disque 62. La fabrication 210 de l’étage rotorique 48 se conclut par une sous-étape 218 d’équilibrage statique dudit étage rotorique 48, lors de laquelle de la matière est ajoutée et/ou retirée de l’étage rotorique 48 de manière à assurer son équilibrage statique. Cet équilibrage statique de l’étage rotorique 48 est par exemple obtenu par usinage d’un cordon circonférentiel (non représenté) ménagé dans le disque 62 ou ajout de masselottes (non représentées) fixées au disque 62. L’étape 210 est répétée pour chaque étage rotorique 48 du rotor 46. Ces étages rotoriques 48 sont ensuite assemblés les uns aux autres lors d’une étape d’assemblage ultérieure 220. On obtient ainsi le rotor 46. Grâce à au mode de réalisation décrit ci-dessus, il est ainsi possible d’obtenir un rotor de compresseur basse pression 46 qui soit à la fois léger, résistant, et simple à réaliser. En outre, du fait que les aubes hybrides 79 comprennent une structure en matériau composite, il est plus facile d’ajuster leurs propriétés mécaniques. On notera que, bien que le mode de réalisation décrit ci-dessus se rapporte à un rotor de compresseur basse pression, l’invention n’est aucunement limitée à ce seul mode de réalisation et s’applique à tout type de rotor de turbomachine. En particulier, la description ci-dessus de l’étage rotorique 48 et du procédé de fabrication 200 est applicable à un rotor de soufflante tel que le rotor 54.

Claims

REVENDICATIONS 1. Elément de rotor (48) pour turbomachine comprenant un disque (62) métallique et une pluralité d’aubes (49) montées sur le disque (62), dans lequel au moins une desdites aubes (49) est constituée par une aube hybride (79) composée de matériau composite et comportant un talon (80) métallique lié au disque (62) par soudage ou brasage.
2. Elément de rotor (48) selon la revendication 1, dans lequel le disque (62) présente une tranche (92) et, pour la ou chaque aube hybride (79), une surface de liaison (106), agencée sur ladite tranche (92), à laquelle est lié le talon (80) de ladite aube hybride (79).
3. Elément de rotor (48) selon la revendication 2, dans lequel la surface de liaison (106) est sensiblement plane.
4. Elément de rotor (48) selon la revendication 3, dans lequel la surface de liaison (106) est sensiblement perpendiculaire à une direction radiale du disque (62).
5. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 2 à 4, dans lequel le disque (62) comprend, pour la ou chaque aube hybride (79), un socle (96) faisant saillie radialement vers l’extérieur depuis la tranche (92), ledit socle (96) présentant, à l’opposé de la tranche (92), une extrémité distale (100) constituant la surface de liaison (106) de ladite aube hybride (79).
6. Elément de rotor (48) selon la revendication 5, dans lequel le socle (96) présente une surface périphérique (102) bordant l’extrémité distale (100) et l’aube hybride (79) est positionnée relativement au socle (96) de sorte que son intrados (70), son extrados (72), son bord d’attaque (74) et son bord de fuite (76) affleurent chacun la surface périphérique (102) du socle (96).
7. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 2 à 6, dans lequel la tranche (92) a une forme de révolution.
8. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 2 à 7, dans lequel la tranche (92) délimite pour partie une veine d’air (22) de la turbomachine (12).
9. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes constituant un étage rotorique de compresseur ou de soufflante.
10. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le talon (80) présente un profil aérodynamique.
11. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le talon (80) est constitué de métal et l’aube hybride (79) comprend une portion distale (82), éloignée du disque (62), composée au moins en partie d’une structure en matériau composite.
12. Elément de rotor (48) selon la revendication 11, dans lequel ladite portion distale (82) s’inscrit dans le prolongement du talon (80) à l’intrados (70) et à l’extrados (72).
13. Elément de rotor (48) selon la revendication 11 ou 12, dans lequel le talon (80) est fixé à la structure en matériau composite au moyen d’au moins un pion (81) noyé dans la structure en matériau composite et fretté dans le talon (80).
14. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 11 à 13, dans lequel le talon (80) est fixé à la structure en matériau composite au moyen d’un longeron métallique (83) solidaire du talon (80) et s’étendant dans le matériau composite.
15. Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 11 à 14, dans lequel le talon (80) est fixé à la structure en matériau composite par une fixation de type baignoire.
16. Turbomachine (12) comprenant un élément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
17. Aéronef (10) comprenant au moins une turbomachine (12) selon la revendication 16.
18. Procédé (210) de fabrication d’un élément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 1 à 15, comprenant les étapes suivantes : - fourniture (212) d’un disque (62) métallique, - fourniture (213) d’au moins une aube hybride (79) composée de matériau composite et comportant un talon (80) métallique, et - liaison (214) du talon (80) de la ou chaque aube hybride (79) au disque (62), ladite liaison (214) étant réalisée par soudage ou brasage.
19. Procédé de fabrication (210) selon la revendication 18, comprenant une étape supplémentaire d’équilibrage statique (218) de l’élément de rotor (48), par exemple par usinage d’un cordon circonférentiel ménagé dans le disque (62) ou ajout de masselottes fixées au disque (62).
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