FR3156830A1 - Aube pour une turbomachine d’aeronef et procede de fabrication de l’aube - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne une aube (6, 7) pour une turbomachine d’aéronef, l’aube (6, 7) comprenant :
- une pale (9) présentant une face intrados (11i) et une face extrados (11e) reliées par un bord d’attaque (11a) et un bord de fuite (11b), la pale (9) comprenant un premier matériau métallique,
- au moins une ligne chauffante (13) s’étendant le long de la pale (9), la ligne chauffante (13) comprenant au moins un corps électriquement conducteur (17) comprenant un second matériau métallique,
caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) est intégrée à la pale (9) et forme avec la pale (9) un ensemble monolithique.
Figure d’abrégé : 2
Description
L’invention concerne le domaine des aubes pour les turbomachines d’aéronef. L’invention concerne en particulier le domaine des aubes présentant un risque de formation de glace ou de givre.
L’invention concerne par ailleurs le domaine des procédés de fabrication de ces aubes.
Une turbomachine d’aéronef s’étend généralement le long et autour d’un axe longitudinal. Elle comprend un générateur de gaz qui comporte typiquement d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion des gaz, une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Le rotor du compresseur basse pression est typiquement relié au rotor de la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression. Le rotor du compresseur haute pression est quant à lui relié au rotor de la turbine haute pression par un arbre haute pression.
La turbomachine comprend en outre une soufflante qui est située en amont du générateur de gaz. La soufflante comprend un rotor entrainé en rotation autour de l’axe longitudinal par un arbre de soufflante. La soufflante comprend en outre des aubes s’étendant radialement du disque.
Une aube comprend typiquement une pale présentant une forme aérodynamique. La pale comprend ainsi une face intrados et une face extrados qui sont reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite. La pale peut être en matériau métallique.
La soufflante favorise l’aspiration d’un flux d’air qui se divise en aval de la soufflante en un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire. Le flux d’air secondaire s’écoule dans une veine secondaire annulaire et le flux d’air primaire s’écoule dans une veine primaire annulaire entourée par la veine secondaire. Le flux d’air secondaire est à l’origine de la majorité de la poussée de la turbomachine. Le flux d’air primaire est comprimé au sein des compresseurs puis mélangé à un carburant au sein de la chambre de combustion. Les gaz formés par la combustion alimentent alors les turbines et permettent d’entrainer en rotation l’arbre basse pression et par suite, le compresseur basse pression.
Les turbomachines sont soumises à des risques de formation de givre voire de glace. En effet, la température du flux d’air secondaire qui peut largement atteindre des températures négatives combinée à l’humidité de l’air, sont des facteurs favorables à la formation de givre et à termes, de glace. Par exemple, les aubes de la turbomachine, en particulier les aubes de la soufflante peuvent porter des blocs de glace. De tels phénomènes sont particulièrement perturbants pour la turbomachine puisqu’ils peuvent déséquilibrer l’équilibre de la turbomachine en créant par exemple un balourd. Aussi, il existe un risque que la glace pénètre dans la veine primaire et dégrade par impact les composants internes de la turbomachine tels que les compresseurs.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une aube pour une turbomachine d’aéronef, dont le risque de formation de givre ou de glace est limité ou qui permette le dégivrage de l’aube.
A cet effet, l’invention propose une aube pour une turbomachine d’aéronef, l’aube comprenant :
- une pale présentant une face intrados et une face extrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite, la pale comprenant un premier matériau métallique,
- au moins une ligne chauffante s’étendant le long de la pale, la ligne chauffante comprenant au moins un corps électriquement conducteur comprenant un second matériau métallique.
L’aube selon l’invention est remarquable en ce que la ligne chauffante est intégrée à la pale et forme avec la pale un ensemble monolithique.
Le corps électriquement conducteur de la ligne chauffante permet sous l’effet du courant de générer de la chaleur par effet Joule. La pale est alors chauffée par rayonnement ce qui permet de prévenir ou retirer la glace ou le givre de l’aube.
Selon l’invention, la ligne chauffante et la pale forment un ensemble monolithique, c’est-à-dire un ensemble intégral, homogène, monobloc et indissociable. Il existe une continuité de matière sans vide ou jeu entre la pale et la ligne chauffante. Un tel ensemble monolithique est typiquement obtenu par fabrication additive simultanément de la pale et de la ligne chauffante.
Une telle configuration de l’aube permet de s’affranchir d’une étape d’assemblage de la ligne chauffante avec la pale. En effet, une telle étape comprend des sous-étapes de ménager au préalable un logement de réception de la ligne chauffante dans la pale, insérer la ligne chauffante dans la pale, et fermer les extrémités du logement, alors que ces étapes sont longues, fastidieuses et couteuses.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- la pale et la ligne chauffante sont réalisées conjointement par fabrication additive,
- la ligne chauffante présente des première et seconde extrémités de liaison électrique destinées à être reliées à une source d’énergie électrique,
- la ligne chauffante présente un diamètre compris entre 0,1 mm et 5 mm, de préférence entre 0,3 mm et 3 mm,
- la ligne chauffante et le bord d’attaque sont séparés par une distance comprise entre 0,1 cm et 5 cm, de préférence entre 0,5 cm et 2 cm,
- la ligne chauffante comprend en outre une couche électriquement isolante agencée autour du corps électriquement conducteur,
- la couche électriquement isolante comprend un matériau céramique, de préférence de l’alumine,
- la couche électriquement isolante présente une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm, de préférence entre 0,1 mm et 0,5 mm.
L’invention concerne également un procédé de fabrication additive d’une aube selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes.
Le procédé selon l’invention est remarquable en ce qu’il comprend les étapes suivantes :
(a) déposer sur un support une couche comprenant une première poudre du premier matériau métallique et une seconde poudre du second matériau métallique,
(b) fusionner sélectivement les première et seconde poudres, et
(c) répéter les étapes (a) et (b) jusqu’à obtenir l’aube.
Le procédé peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- à l’étape (a) la couche comprend en outre une troisième poudre comprenant un matériau céramique et l’étape (b) consiste à fusionner sélectivement les première et seconde poudres.
L’invention concerne également un ensemble comprenant au moins une aube comprenant l’une quelconque des caractéristiques ci-dessus et un dispositif d’alimentation électrique comprenant une source d’énergie électrique reliée à la ligne chauffante.
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes de réalisation non limitatifs de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
Un exemple de turbomachine 1 d’aéronef selon l’invention est représenté sur laFIG. 1 . La turbomachine 1 est par exemple un turbopropulseur à double flux.
La turbomachine 1 s’étend le long d’un axe longitudinal X. Un flux de gaz F s’écoule dans la turbomachine 1.
Au sens de la présente invention, les termes « amont » et « aval » s’entendent relativement par rapport au sens d’écoulement du flux de gaz F dans la turbomachine 1 le long de l’axe longitudinal X.
Les termes « radial », « radialement », « longitudinal », « longitudinalement », « axial », « axialement », s’entendent par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1.
Les termes « interne », « intérieurement », « externe », « extérieurement », s’entendent par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal X le long d’un axe radial à l’axe longitudinal X.
La turbomachine 1 comprend d’amont en aval, une soufflante 2 et un générateur de gaz 3. Le générateur de gaz comprend, d’amont en aval, un redresseur 4, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, au moins une chambre de combustion annulaire, une turbine haute pression et une turbine basse pression.
Chaque compresseur comprend un rotor de compresseur et chaque turbine comprend un rotor de turbine. Les rotors comprennent typiquement une roue mobile portant des aubes régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X. Chaque compresseur comprend en outre une rangée aubes fixes en rotation entre chaque roue mobile. Une roue mobile et une rangée d’aubes fixes constituent un étage de compresseur ou de turbines. Le rotor de compresseur du compresseur basse pression est relié au rotor de turbine de la turbine basse pression par un arbre basse pression. Ils forment un corps basse pression.
Le rotor de compresseur du compresseur haute pression est relié au rotor de turbine de la turbine haute pression par un arbre haute pression (non illustré). Ils forment un corps haute pression.
Les arbres basse pression et haute pression peuvent être centrés sur l’axe longitudinal X et sont mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X. L’arbre haute pression est agencé coaxialement autour de l’arbre basse pression.
La soufflante 2 comprend un disque 5 centré sur l’axe longitudinal X et des aubes 6 s’étendant radialement du disque 5 et régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X. Le disque 5 et les aubes 6 sont mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X.
La soufflante 2 est de manière particulièrement avantageuse de type non carénée également connues sous l’expression anglaise « open rotor ». Contrairement aux soufflantes de type carénée, la soufflante 2 n’est pas entourée par un carter de soufflante entourant les aubes de la soufflante.
Le redresseur 3 comprend des aubes 7 fixes en rotation autour de l’axe longitudinal X. Les aubes 7 sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X. Elles sont par exemple à calage variable. Les aubes 7 sont ainsi mobiles en rotation autour de leur axe d’allongement Y qui s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1. Les aubes 7 du redresseur 3 sont par exemple portées par un carter moteur 8. Le carter moteur 8 est situé en aval du disque 5 et est relié à ce dernier. Le carter moteur 8 est annulaire et centré sur l’axe longitudinal X. Il présente une forme aérodynamique pour faciliter l’écoulement du flux d’air en aval de la soufflante 2.
La turbomachine 1 est préférentiellement à soufflante unique non carénée, également connu sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan ». Contrairement aux turbomachines à soufflante contrarotative, également connu sous l’acronyme anglais CROR pour « Contra-Rotating Open Rotor », la soufflante ne comprend qu’une seule rangée annulaire d’aubes mobiles en rotation autour de l’axe longitudinal X. Ce type de configuration permet de réduire considérablement la masse de la turbomachine 1.
Le flux de gaz F traverse la soufflante 2 et se divise en un flux d’air primaire F1 traversant une veine primaire annulaire située à l’intérieur du carter moteur 8 et en un flux d’air secondaire F2 traversant une veine secondaire annulaire située à l’extérieur du carter moteur 8.
Le flux d’air primaire F1 traverse le générateur de gaz, et donc successivement au travers des compresseurs basse pression et haute pression. Le flux d’air primaire F1 comprimé traverse ensuite la chambre de combustion dans laquelle il est mélangé à un carburant. Les gaz issus de la combustion traversent ainsi les turbines haute pression et basse pression. L’énergie des gaz est transformée par le rotor de turbine de la turbine basse pression en énergie mécanique permettant d’entrainer en rotation l’arbre basse pression et par suite, le compresseur basse pression.
Le flux d’air secondaire F2 traverse le redresseur 3 qui permet de limiter la giration du flux secondaire F2 à la sortie de la soufflante 2. Le flux d’air secondaire F2 permet de générer la majorité de la poussée de la turbomachine 1.
En référence à laFIG. 2 , chaque les aubes 6, 7 de la soufflante 2, du redresseur 7 ou du premier étage de compresseur basse pression par exemple, comprend une pale 9 s’étendant entre deux extrémités opposées 10a, 10b le long d’un axe d’allongement Y de la pale 9. La pale 9 présente une forme aérodynamique. Elle comprend une face intrados 11i et une face extrados 11e qui sont reliées par un bord d’attaque 11a et un bord de fuite 11b. Les bord d’attaque et de fuite 11a, 11b s’étendent le long de l’axe d’allongement Y de la pale 9. Les bords d’attaque et de fuite 11a, 11b sont reliés par les faces intrados 11i et extrados 11e selon un axe transversal Z perpendiculaire à l’axe d’allongement de la pale 9. Lorsque montée dans la turbomachine 1, l’axe Y de la pale 9 s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1 et l’axe transversal Z s’étend sensiblement parallèlement à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1.
La pale 9 comprend et préférentiellement est constitué d’un premier matériau métallique. Le premier matériau métallique comprend du titane ou est constitué de titane. Il est par exemple choisi par les alliages de titane, tel que le grade TA6V. Le titane présente une bonne résistance à la traction, une bonne tenue en fatigue et une bonne tenue à l’impact. Selon un autre exemple, le premier matériau métallique comprend de l’aluminium, tel qu’un alliage d’aluminium. L’alliage d’aluminium est par exemple le grade 7075.
La pale 9 présente une surface externe 12 balayée par un flux d’air froid, tel que le flux d’air secondaire F2, et susceptible de former du givre ou de la glace. La formation de givre ou de glace peut créer un balourd et déséquilibrer la turbomachine 1. Aussi, le givre ou la glace formée sur ces aubes 6, 7 peut s’insérer dans le générateur de gaz et causer de grave dommages.
Afin de prévenir la formation de glace ou de givre et/ou de retirer la glace ou le givre formé, l’aube 6, 7 comprend au moins une ligne chauffante 13 intégrée à la pale 9. La ligne chauffante 13 est une ligne de dégivrage ou d’antigivrage de l’aube 6, 7. Par « dégivrage », il est entendu que le chauffage de la pale 9 permet de retirer ou réduire la quantité de givre ou de glace préalablement formée et par « antigivrage », il est entendu que le chauffage de la pale 9 permet d’empêcher ou de limiter le risque de formation de givre ou de glace sur la surface externe 12 de la pale 9.
Selon l’invention, la ligne chauffante 13 et la pale 9 forment un ensemble monolithique. Par « intégrée à la pale et formant un ensemble monolithique », il est entendu que la ligne chauffante 13 et la pale 9 forment un ensemble intégral, homogène, monobloc et indissociable. Il existe donc une continuité de matière sans vide ou jeu entre la pale 9 et la ligne chauffante 12. La ligne chauffante 13 intégrée à la pale 9 et formant un ensemble monolithique avec la pale 9 s’opposent donc à une ligne chauffante disposée dans la pale, la pale et la ligne chauffante formant chacun un ensemble distinct l’un de l’autre. Une telle configuration de l’invention permet de s’affranchir d’une étape d’assemblage de la ligne chauffante 9 dans la pale 9 qui est longue, fastidieuse et couteuse.
Selon un mode de réalisation particulièrement préféré de l’invention, la pale 9 et la ligne chauffante 13 sont réalisées conjointement par fabrication additive. La fabrication additive conjointe comprend le dépôt de plusieurs couches, chaque couche pouvant présenter deux matériaux pour réaliser à la fois la pale 9 et la ligne chauffante 13. Une telle fabrication additive permet donc de réaliser un ensemble monolithique qui comprend à la fois la pale 9 et la ligne chauffante 13.
La ligne chauffante 13 s’étend le long de la pale 9 entre les première et seconde extrémités 10a, 10b de la pale 9.
La ligne chauffante 13 est de manière préférée située à l’opposé du bord de fuite 11b selon l’axe transversale Z de la pale 9. Le risque de formation de glace ou de givre est particulièrement important au niveau du bord d’attaque 11a de l’aube 6, 7. Cet agencement particulier permet de chauffer de préférence le bord d’attaque 11a pour réduire limiter le risque ou réduire voire s’affranchir de la glace ou du givre formé. La ligne chauffante 13 est par exemple séparée du bord d’attaque 11a par une distance d, ou une épaisseur de pale 9 comprise entre 0,1 cm et 5 cm, de préférence entre 0,5 cm et 2 cm telle que mesurée selon l’axe transversal Z.
La ligne chauffante 13 comprend en outre des première et seconde extrémités de liaison électrique 14, 15. Les première et seconde extrémités de liaison électrique 14, 15 sont situées à l’opposé de la première ou la seconde extrémité 10a, 10b de la pale 9. Les première et seconde extrémités de liaison électrique 14, 15 sont ainsi situés du même côté selon l’axe d’allongement Y de la pale 9.
En référence à laFIG. 3 , la ligne chauffante 13 comprend en outre un corps électriquement conducteur 17 et optionnellement une couche électriquement isolante 18 agencée autour du corps électriquement conducteur 17. Le corps électriquement conducteur 17 s’étend de la première extrémité de liaison électrique 14 jusqu’à la seconde extrémité de liaison électrique 15.
Le corps électriquement conducteur 17 comprend un second matériau métallique. Le second matériau métallique présente une résistivité comprise entre 1 × 10-8Ω.m et 2 × 10-8Ω.m telle que mesurée à 20°C et une conductivité électrique comprise entre 59 x 106S.m-1 et 60 x 106S.m-1 telle que mesurée à 20°C. De manière avantageuse le second matériau métallique comprend du cuivre, ou consiste en du cuivre ou consiste en un alliage de cuivre.
Le corps électriquement conducteur 17 assure le passage du courant électrique dans la ligne chauffante 13 et le chauffage par effet Joule.
La pale 9 étant en matériau métallique et donc étant également électriquement conducteur, le courant électrique passent également dans la pale 9 non équipée de la ligne chauffante 13 provoquant un chauffage par effet Joule de l’ensemble de la pale 9.
Selon les apports de chaleur nécessaire à l’aube 6, 7, le corps électriquement conducteur 17 peut être entouré par la couche électriquement isolante 18. La couche électriquement isolante 18 permet de limiter le passage du courant électrique dans la pale 9 et de réserver ce passage de courant électrique exclusivement dans le corps électriquement conducteur 17. Ceci permet de favoriser l’augmentation de la température de l’aube 6, 7 de façon localisée et donc de manière plus importante.
En particulier, en l’absence de couche électriquement isolante 18, la ligne chauffante 13 permet d’atteindre une température de la surface externe 12 de 5°C lorsque la température du flux d’air froid est compris entre -50°C et 20°C et la présence de la couche électriquement isolante 18 permet d’atteindre une température de la surface externe 12 de 5°C lorsque la température du flux d’air froid est compris entre -120°C et 20°C.
La couche électriquement isolante 18 s’étend de la première extrémité de liaison électrique 14 jusqu’à la seconde extrémité de liaison électrique 15.
La couche électriquement isolante 18 présente une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm, de préférence entre 0,1 mm et 0,5 mm.
La couche électriquement isolante 18 comprend un matériau céramique. Le matériau céramique est de préférence de l’alumine, également connu comme l’oxyde d’aluminium ou du siliciure de molybdène.
La ligne chauffante 13 présente une section transversale de forme circulaire tel qu’illustré sur laFIG. 6 ou elliptique comme illustré sur laFIG. 5 . Elle présente un diamètre compris par exemple entre 0,1 mm et 5 mm, de préférence entre 0,3 mm et 3 mm.
La ligne chauffante 13 comprend en outre des sections de ligne 16 reliant les première et seconde extrémités 14, 15 de la ligne chauffante entre elles.
Selon un premier exemple illustré sur les figures 4 à 6, les première et seconde extrémités 14, 15 sont chacune reliées à une section de ligne 16. Chaque section de ligne 16 s’étend le long de la pale 9, parallèlement à l’axe d’allongement Y entre les première et seconde extrémités 10a et 10b de l’aube 9. Les sections de ligne 16 sont reliées entre elles à l’opposé des première et seconde extrémités de liaison électrique 14, 15 par un pont électrique 17.
Selon un second exemple illustré sur les figures 7 et 8, les première et seconde extrémités 14, 15 sont reliées à une section de ligne 16. La section de ligne 16 peut présenter une forme de serpentin qui s’étend entre le bord d’attaque 11a et le bord de fuite 11b. Ce mode de réalisation est particulièrement adapté lorsque l’aube 6, 7 doit être chauffé sur toute la surface externe 12, c’est-à-dire sur toutes les faces intrados 11i et extrados 11edu bord d’attaque 11a jusqu’au bord de fuite 11b. Afin d’encore optimiser le chauffage, selon cet exemple, la ligne de chauffage 12 est équipée de la couche électriquement isolante18 décrite précédemment.
La ligne chauffante 13 est reliée à un dispositif d’alimentation électrique 20.
Le dispositif d’alimentation électrique 20 comprend typiquement une source d’énergie électrique 21 reliée à la ligne chauffante 13. La source d’énergie électrique présente une borne d’entrée 21a reliée à la première extrémité de liaison électrique 14 et une borne de sortie 21b reliée à la seconde extrémité de liaison électrique 15 de la ligne chauffante 13.
La source d’énergie électrique 21 est par exemple un générateur. La source d’énergie électrique 21 est apte à délivrer une tension électrique permettant de régler la puissance de chauffage de chaque aube 6, 7, par exemple entre 20 V et 100 V.
L’arrangement en série et parallèle des aubes 6, 7 permet de s’adapter à la tension du réseau électrique par exemple comprise entre 500V et 1000V, de préférence de 800V.
La ligne chauffante 13 présente une puissance maximale comprise entre 500 W et 1000 W, de préférence de comprise entre 600 W et 800 W.
La ligne chauffante 13 permet d’atteindre des températures de 5°C lorsque la température du flux d’air froid est compris entre -120°C et 20°C.
Selon les besoins, l’aube 6, 7 peut comprendre plusieurs lignes chauffantes 12 qui peuvent être reliées électriquement en parallèle ou en série. La turbomachine 1 peut par ailleurs comprendre plusieurs aubes 6, 7 à ligne chauffante 12 qui peuvent être reliées au même dispositif d’alimentation 20.
Un procédé de fabrication de l’aube 6, 7 va maintenant être décrit en référence à laFIG. 9 .
L’aube 6, 7 est réalisée par fabrication additive. Le procédé de fabrication additive peut être un procédé de fusion sur lit de poudre. Le procédé de fusion sur lit de poudre peut être un procédé de frittage sélectif par laser, également connu sous l’acronyme anglais SLS pour « Selective Laser Sintering », ou un procédé de fusion sélective par laser, également connu sous l’acronyme anglais SLM pour « Selective Laser Melting », ou un procédé de fusion par faisceau d’électrons, également connu sous l’acronyme anglais EBM pour « Electron Beam Melting ». Selon un autre exemple, le procédé peut être un procédé de dépôt de métal au laser également connu sous l’acronyme anglais LMD pour « Laser Metal Deposition ».
Le procédé de fabrication comprend les étapes suivantes :
(a) déposer sur un support une couche comprenant une première poudre du premier matériau métallique et une seconde poudre du second matériau métallique,
(b) fusionner sélectivement les première et seconde poudres, et
(c) répéter les étapes (a) et (b) jusqu’à obtenir l’aube 6, 7.
Dans l’étape (a), chaque couche déposée comprend une première poudre et une seconde poudre comprenant respectivement les premier et second matériaux métalliques de la pale 9 et de la ligne chauffante 13.
Chaque couche présente une épaisseur par exemple comprise entre 20 µm et 60 µm.
Les première et seconde poudres sont respectivement déposées à partir d’un premier et second réservoir 106, 108 de poudre métallique.
Durant l’étape (b), après le dépôt de chaque couche, chaque poudre est fusionnée de manière sélective pour former la pale 9 et la ligne chauffante 13 de manière simultanée et conjointe.
La fusion peut être réalisée par laser ou par un faisceau d’électrons. Le laser présente une puissance par exemple comprise entre 200W et 1000W et une vitesse par exemple comprise entre 500 mm/s et 2000 mm/s.
Le procédé peut comprendre une étape préliminaire (i) suivante :
(i) fournir un modèle 3D de l’aube 6, 7.
L’étape (a) de dépôt et l’étape (b) de fusion est alors réalisée selon les coordonnées spatiales du modèle obtenu à l’étape (i).
Les étapes (a) et (b) sont répétées jusqu’à obtenir l’aube 6, 7.
Lorsque la ligne chauffante 13 comprend la couche d’isolation électrique 18, à l’étape (a), la couche comprend une troisième poudre comprenant le matériau céramique.
A l’étape (b), la troisième poudre n’est pas fusionnée par le laser ou le faisceau d’électrons. Ceci permet de préserver les propriétés d’isolation électrique de la couche d’isolation électrique 18.
Le procédé peut être mis en œuvre dans une installation 100 de fabrication additive illustrée par exemple sur laFIG. 10 .
L’installation 100 comprend un support 102 de fabrication de l’aube 6, 7.Le support 102 peut par exemple être métallique. Il peut être fixe ou mobile en translation et/ou rotation.
L’installation 100 comprend en outre un bac 104 comprenant un premier réservoir de poudre 106 et un second réservoir de poudre 108 comprenant respectivement les première et seconde poudres des premier et second matériaux métalliques. Le bac 104 peut être mobile en translation comme indiqué par la flèche.
L’installation 100 comprend en outre un dispositif de fusion 110 tel qu’un laser. Le dispositif de fusion 110 peut être également mobile en translation.
Claims (10)
- Aube (6, 7) pour une turbomachine (1) d’aéronef, l’aube (6, 7) comprenant :
- une pale (9) présentant une face intrados (11i) et une face extrados (11e) reliées par un bord d’attaque (11a) et un bord de fuite (11b), la pale (9) comprenant un premier matériau métallique,
- au moins une ligne chauffante (13) s’étendant le long de la pale (9), la ligne chauffante (13) comprenant au moins un corps électriquement conducteur (17) comprenant un second matériau métallique,
caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) est intégrée à la pale (9) et forme avec la pale (9) un ensemble monolithique. - Aube selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la pale (9) et la ligne chauffante (13) sont réalisées conjointement par fabrication additive.
- Aube selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) présente des première et seconde extrémités de liaison (14, 15) électrique destinées à être reliées à une source d’énergie électrique (21).
- Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) présente un diamètre compris entre 0,1 mm et 5 mm, de préférence entre 0,3 mm et 3 mm.
- Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) et le bord d’attaque (11a) sont séparés par une distance comprise entre 0,1 cm et 5 cm, de préférence entre 0,5 cm et 2 cm.
- Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la ligne chauffante (13) comprend en outre une couche électriquement isolante (18) agencée autour du corps électriquement conducteur (17).
- Aube selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la couche électriquement isolante (18) comprend un matériau céramique, de préférence de l’alumine.
- Aube selon l’une des revendications 5 ou 6, caractérisée en ce que la couche électriquement isolante (18) présente une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 1 mm, de préférence entre 0,1 mm et 0,5 mm.
- Procédé de fabrication additive d’une aube (6, 7) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes suivantes :
(a) déposer sur un support (102) une couche comprenant une première poudre du premier matériau métallique et une seconde poudre du second matériau métallique,
(b) fusionner sélectivement les première et seconde poudres, et
(c) répéter les étapes (a) et (b) jusqu’à obtenir l’aube (6, 7). - Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’à l’étape (a) la couche comprend en outre une troisième poudre comprenant un matériau céramique et en ce que l’étape (b) consiste à fusionner sélectivement les première et seconde poudres.
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| FR2314313A FR3156830A1 (fr) | 2023-12-15 | 2023-12-15 | Aube pour une turbomachine d’aeronef et procede de fabrication de l’aube |
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| Publication Number | Publication Date |
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| FR3156830A1 true FR3156830A1 (fr) | 2025-06-20 |
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| FR2314313A Pending FR3156830A1 (fr) | 2023-12-15 | 2023-12-15 | Aube pour une turbomachine d’aeronef et procede de fabrication de l’aube |
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2540472A (en) * | 1949-05-02 | 1951-02-06 | A V Roe Canada Ltd | Electrically heated blade and process of manufacture |
| US20100170887A1 (en) * | 2005-09-07 | 2010-07-08 | Phillip Emerson Alexander | Connector for heater |
| US20100326041A1 (en) * | 2009-06-30 | 2010-12-30 | Wayne Garcia Edmondson | Heated guide vane |
| US20190193862A1 (en) * | 2017-12-21 | 2019-06-27 | The Boeing Company | Integrated Lightning Protection and Electrical De-Icing for Aerodynamic Structures |
| EP3599348B1 (fr) * | 2018-07-26 | 2022-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Systèmes antigivre pour surfaces portantes de moteur |
-
2023
- 2023-12-15 FR FR2314313A patent/FR3156830A1/fr active Pending
-
2024
- 2024-12-13 WO PCT/FR2024/051663 patent/WO2025125763A1/fr active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2540472A (en) * | 1949-05-02 | 1951-02-06 | A V Roe Canada Ltd | Electrically heated blade and process of manufacture |
| US20100170887A1 (en) * | 2005-09-07 | 2010-07-08 | Phillip Emerson Alexander | Connector for heater |
| US20100326041A1 (en) * | 2009-06-30 | 2010-12-30 | Wayne Garcia Edmondson | Heated guide vane |
| US20190193862A1 (en) * | 2017-12-21 | 2019-06-27 | The Boeing Company | Integrated Lightning Protection and Electrical De-Icing for Aerodynamic Structures |
| EP3599348B1 (fr) * | 2018-07-26 | 2022-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Systèmes antigivre pour surfaces portantes de moteur |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2025125763A1 (fr) | 2025-06-19 |
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