FR3141966A1

FR3141966A1 - Elément de Rotor pour turbomachine à aubes composites liées à un disque métallique

Info

Publication number: FR3141966A1
Application number: FR2211859A
Authority: FR
Inventors: Sadim Dieudonne; Olivier BAZOT
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2022-11-15
Filing date: 2022-11-15
Publication date: 2024-05-17
Also published as: EP4619621A1; WO2024105338A1; CN120187936A

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). Figure pour l’abrégé : Fig. 7

Description

Elément de Rotor pour turbomachine à aubes composites liées à un disque métallique

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.

Arrière-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.

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 ; et
l’élément de rotor constitue un étage rotorique de compresseur ou de soufflante.

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.

Brève 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 est une vue de dessus d’un aéronef selon un exemple de réalisation de l’invention,
la est une vue en coupe longitudinale d’une moitié supérieure d’une turbomachine de l’aéronef de la ,
la est une vue en perspective, de trois-quarts avant, d’un étage rotorique d’un compresseur de la turbomachine de la ,
la est une vue en perspective, de trois-quarts avant, d’une aube de l’étage rotorique de la ,
la est une vue de face d’un disque de l’étage rotorique de la ,
la est une vue d’un détail marqué VI sur la ,
la est une vue en coupe de l’étage rotorique de la selon un plan de coupe marqué VII-VII sur la ,
la est une vue d’un détail marqué VIII de la ,
la est un diagramme illustrant un procédé de fabrication d’un rotor comprenant l’étage rotorique de la ,
la est une vue de côté de l’étage rotorique de la en cours de fabrication, à un premier stade du procédé de la ,
la est une vue d’un détail marqué XI de la ,
la est une vue de côté de l’étage rotorique de la en cours de fabrication, à un deuxième stade du procédé de la , et
la est une vue d’un détail marqué XIII de la ,
la est une vue de côté de l’étage rotorique de la en cours de fabrication, à un troisième stade du procédé de la , et
la est une vue d’un détail marqué XV de la .

Description détaillée d’un exemple de réalisation

L’aéronef 10 représenté sur la 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 .

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 ( ) 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 . 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 , 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 , 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 , 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).

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.

Le talon 80 est typiquement 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).

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 la prolongation 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 (non représentée) 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 , 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 89 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 , le disque 62 comprend une grande face amont 90, une grande face aval 91 ( ) 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.

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 , 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

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).
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).
Elément de rotor (48) selon la revendication 2, dans lequel la surface de liaison (106) est sensiblement plane.
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).
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).
Elément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes constituant un étage rotorique de compresseur ou de soufflante.
Turbomachine (12) comprenant un élément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
Aéronef (10) comprenant au moins une turbomachine (12) selon la revendication 7.
Procédé (210) de fabrication d’un élément de rotor (48) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, 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).
Procédé de fabrication (210) selon la revendication 9, 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).