EP4110540A1 - Method for additive manufacturing of a wall for a turbine engine, comprising at least one cooling aperture - Google Patents

Method for additive manufacturing of a wall for a turbine engine, comprising at least one cooling aperture

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EP4110540A1
EP4110540A1 EP21721147.3A EP21721147A EP4110540A1 EP 4110540 A1 EP4110540 A1 EP 4110540A1 EP 21721147 A EP21721147 A EP 21721147A EP 4110540 A1 EP4110540 A1 EP 4110540A1
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EP
European Patent Office
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wall
cooling
partition
additive manufacturing
zone
Prior art date
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Application number
EP21721147.3A
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German (de)
French (fr)
Inventor
Pierre ANTONY
Sébastien Yohann Pouzet
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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Priority claimed from FR2003348A external-priority patent/FR3108966B1/en
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Definitions

  • the invention relates to the technical field of additive manufacturing on a powder bed, also called 3D printing. It relates more specifically to a method of manufacturing a wall for a turbomachine, comprising a cooling orifice, the wall being made by depositing powder layer by layer, in part solidified by selective melting or selective sintering by a laser beam or by a electron beam.
  • the invention also relates to the general technical field of aircraft turbomachines such as turbojets and turboprop engines. It relates to a combustion chamber for a turbomachine.
  • the selective melting or selective sintering processes on a powder bed make it easy to produce metallic or ceramic parts such as turbomachine parts which are subjected to high mechanical and / or thermal stresses.
  • These methods generally include a step of depositing, using a roller or scraper-type spreading means, a first layer of powder in a manufacturing tank, the bottom of which is formed by a plate movable in translation, followed by a heating step by a laser beam or by an electron beam of a predefined area of the powder layer.
  • the energy supplied by this beam causes local melting or local sintering of the powder which, by solidifying, forms a first layer of the part.
  • This part is in particular a wall for a turbomachine.
  • the plate is then lowered by a distance corresponding to the thickness of a layer, then a second layer of powder is brought by the spreading means onto the previous layer. Subsequently, a second layer of the part is formed using the beam. These steps are repeated until the part is completely manufactured.
  • turbomachine wall with cooling holes which are of small dimensions and which are substantially uniform, in particular when these cooling holes extend substantially perpendicular to the wall. turbomachine.
  • An annular combustion chamber of a turbomachine comprises two internal and external coaxial annular walls which are interconnected at their upstream ends by a chamber end wall and by a fairing.
  • the chamber bottom wall has injection system mounting openings in which fuel injectors are engaged.
  • the inner wall and the outer wall of certain known combustion chambers are coated with heat shields to thermally protect them from the hot gases generated by the combustion.
  • the inner wall and the outer wall of known combustion chambers are crossed by cooling orifices to cool these walls by a film of colder air, which comes from a diffuser of the combustion chamber, to thermally protect these walls. walls of hot gases in the combustion chamber.
  • the invention aims to at least partially resolve the problems encountered in the solutions of the prior art.
  • the subject of the invention is a process for the additive manufacturing of a wall for a turbomachine, the wall comprising a first cooling orifice.
  • the manufacturing process includes additive manufacturing of the wall by selective melting or selective powder bed sintering.
  • the wall is made at least partially around the first cooling port with a lower area which has a total thickness of between 0.06 and 0.22 mm.
  • the lower zone is fabricated with a linear energy input which is less than that to fabricate an intermediate zone which forms the majority of the volume of the wall.
  • the manufacture of a turbomachine wall with at least a first small cooling orifice is facilitated.
  • the geometry of the first cooling orifice is notably improved.
  • the method of making the wall tends to be more reproducible. It also promotes the production of first cooling orifices which are more uniform in the wall, including when these first cooling orifices extend substantially perpendicularly to an outer surface of the turbomachine wall.
  • the lower zone is manufactured with a minimum length of the lower zone which is between 0.01 and 0.4 mm.
  • the minimum lower zone length is a minimum powder solidification length for the lower zone to be formed.
  • a lower zone also known under the name of "downskin", is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder and which is manufactured with a supply of linear energy which is lower than that for making a zone. intermediate.
  • An intermediate zone also known under the name of “inskin”, is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder.
  • the intermediate zones form the majority of the volume of the wall.
  • Each intermediate zone is in particular formed with a supply of linear energy which is standard for the manufacture of the wall.
  • An upper zone also known under the name of "upskin" is in particular an area which is formed of at least one layer of solidified powder and which is manufactured with a supply of linear energy which is substantially equal to that which is used. to make an intermediate zone but with a double energy exposure compared to the intermediate zone.
  • a linear energy input corresponds in particular to a quantity of energy delivered to the material, in this case powder, per unit of distance.
  • the lower zone has a minimum length which is substantially equal to 0.05 mm.
  • the lower zone has a thickness which is substantially equal to 0.12 mm.
  • the first region of the wall is manufactured without an upper zone.
  • the first region of the wall is manufactured with an upper zone thickness which is less than or equal to 0.06 mm.
  • the lower zone is located in an upper portion of the first cooling orifice, in particular an edge top of the first cooling port, when the wall is manufactured substantially vertically by additive manufacturing on a support.
  • the support is in particular a manufacturing plate, the wall extending perpendicular to the manufacturing plate during the additive manufacturing of the wall.
  • the lower zone is manufactured by a first input of linear energy on the powder bed which is between 0.0200 J / mm and 0.0300 J / mm.
  • the lower zone is produced by a first supply of linear energy on the bed of powder which is substantially equal to 0.0250 J / mm.
  • an intermediate zone around the first cooling orifice is produced by a second input of linear energy on the bed of powder which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm.
  • the intermediate zone around the first cooling orifice is produced by a second supply of linear energy on the bed of powder which is substantially equal to 0.1625 J / mm.
  • the wall is made around the cooling orifice with an upper zone which is produced by a third input of linear energy on the bed of powder which is between 0.1300 J / mm and 0, 1950 J / mm.
  • the wall is made around the cooling orifice with an upper zone which is made by a third input of linear energy on the powder bed which is substantially equal to 0.1625 J / mm.
  • the third input of linear energy is substantially equal to the second input of linear energy with double energy exposure of the upper zone with respect to the intermediate zone.
  • the low value of the first input of linear energy compared to the second input of linear energy and / or the third input of linear energy makes it possible to fuse / agglomerate less powder during the manufacture of a lower zone than during the manufacture of an intermediate zone or a higher zone. This results in a decrease in manufacturing defects of the first cooling port which is made from a larger volume of lower zone.
  • the first cooling orifice extends around a longitudinal axis of the first cooling orifice which is substantially orthogonal to an exterior surface of the wall.
  • the wall extends substantially perpendicularly to a manufacturing plate during the additive manufacturing of the wall.
  • the first cooling orifice is digitally modeled with a substantially oval transverse surface to be manufactured by selective melting or selective sintering on a powder bed with a substantially circular cross section.
  • the prior modeling of the first cooling orifice with a shape different from the shape desired for this orifice makes it possible in particular to take into account the downward movement of material during the melting / agglomeration of powder at the upper edge of the first orifice. cooling.
  • the wall comprises at least one second cooling orifice.
  • the second cooling port is oriented around a longitudinal axis of the second cooling port which is inclined relative to the outer surface of the wall at an angle between 5 ° and 45 ° in at least one section plane of the wall. wall, preferably about 20 °.
  • the section plane is in particular a longitudinal section plane of the wall which comprises a normal to the exterior surface of the wall.
  • the additive manufacturing process makes it possible in particular to produce a second cooling orifice with an orientation, in particular an inclination, with respect to the wall which would be difficult to achieve with a drilling method known from the state of the art, such as a drilling laser.
  • the second cooling orifice comprises an inlet and / or an outlet which comprises a rounding.
  • the rounding at the inlet and / or outlet of the second cooling orifice tends to limit the deposits of undesirable material entering and / or leaving the second cooling orifice.
  • the subject of the invention is also an annular combustion chamber for a turbomachine.
  • the combustion chamber includes an inner wall, an outer wall and a chamber bottom.
  • the inner wall and the outer wall are annular about a longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the chamber bottom mechanically connects the inner wall and the outer wall.
  • At least a first wall from among the internal wall and the external wall comprises a first partition and a second annular partition.
  • the second partition is radially spaced from the first partition to form with the first partition a duct for cooling the first wall.
  • the cooling duct includes an inlet wall and an outlet wall which extend between the first partition and the second partition. At least one of the inlet wall and of the outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the cooling of the first wall is improved.
  • the circulation of cooling air from the inlet wall to the outlet wall of the cooling duct makes it possible to improve the cooling of the combustion chamber.
  • the cooling duct promotes in particular the continuous and homogeneous circulation of cooling air in the first wall.
  • the cooling of the first wall is all the more effective as the cooling air circulating in the cooling duct tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the first partition.
  • the invention may optionally include one or more of the following features combined or not.
  • the inlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the cooling of the first wall is further improved by promoting the circulation of cooling air from the inlet wall to the outlet wall through the cooling orifices of these two walls.
  • the first wall is crossed by primary orifices for introducing a primary flow into the combustion chamber.
  • the first wall is crossed by dilution orifices for introducing a dilution flow into the combustion chamber.
  • the cooling duct does not interfere with the combustion in the combustion chamber, by allowing the combustion to be fed by a primary flow and / or by a dilution flow.
  • the first partition is crossed by at least one cooling orifice having a radial component, in particular cooling orifices which have a radial component.
  • the combustion chamber comprises a second edge inclined relative to the inlet wall to form an opening which widens upstream and which is designed to direct cooling fluid towards the inlet of the cooling duct.
  • the second edge tends to increase the amount of air flowing through the cooling duct.
  • the first wall comprises a fixing rim for fixing the first wall to a fairing and / or to a bottom of the combustion chamber chamber.
  • the fixing rim comprises a first edge inclined relative to the inlet wall and crossed by at least one orifice for introducing fluid into the combustion chamber.
  • the first edge tends to increase the quantity of air introduced into the combustion chamber, while connecting the first wall to the chamber bottom and / or to the fairing.
  • the first edge is substantially parallel to the second edge.
  • a radial extent of the cooling duct narrows downstream from the inlet wall of the cooling duct over at least part of the axial extent of the cooling duct.
  • the air is then accelerated in the cooling duct, which makes it possible to increase the cooling flow rate to cool the first wall. Cooling air pressure losses are limited when the cooling air enters the cooling duct.
  • a radial extent of the cooling duct widens downstream as far as the outlet wall of the cooling duct over at least part of the axial extent of the cooling duct.
  • the outlet wall of the cooling duct is crossed by at least one orifice for fixing the first wall to a wall of a turbine for the turbomachine.
  • the outlet wall is oriented radially.
  • the outlet wall makes it possible in particular to connect the first wall to a turbine wall, while evacuating the air from the cooling duct.
  • the air pressure tends to increase at the outlet of the cooling duct, in particular to supply a high pressure turbine with cooling air.
  • the first wall comprises a stiffener which extends between the first partition and the second partition to increase the mechanical strength of the first wall.
  • the first wall has in particular a satisfactory mechanical resistance compared to a solid wall despite the first partition, the second partition and the cooling duct.
  • the first wall comprises a support for a spark plug which is configured to guide and support the spark plug in the combustion chamber.
  • the support is in particular one-piece with the first wall.
  • the second wall from among the internal wall and the external wall comprises a third partition and a fourth annular partition.
  • the fourth partition is radially spaced from the third partition to form with the third partition a second cooling duct for cooling the second wall.
  • the second cooling duct includes a second inlet wall and a second outlet wall which extend between the third partition and the fourth partition.
  • At least one of the second inlet wall and of the second outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a combustion chamber as defined above.
  • the turbomachine is an aircraft turbomachine such as a turbojet or a turboprop.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a combustion chamber as defined above, in which the first wall and / or the second wall is manufactured by selective melting or by selective sintering on a powder bed, in particular by a laser.
  • the first wall can be made additively. It can have a complex shape.
  • FIG. 1 represents a turbomachine comprising a wall which is manufactured according to a additive manufacturing method according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a partial schematic representation of an additive manufacturing tool which is used for the implementation of an additive manufacturing method according to the first embodiment of the invention
  • FIG. 3 schematically illustrates the manufacture of the wall on the additive manufacturing tooling, during the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment
  • FIG. 4a schematically illustrates the structure of a wall near a cooling orifice, according to an additive manufacturing process known from the state of the art
  • FIG. 1 represents a turbomachine comprising a wall which is manufactured according to a additive manufacturing method according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a partial schematic representation of an additive manufacturing tool which is used for the implementation of an additive manufacturing method according to the first embodiment of the invention
  • FIG. 3 schematically illustrates the manufacture of the wall on the additive manufacturing tooling, during the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment
  • FIG. 4a schematically illustrates the
  • FIG. 4b schematically illustrates the structure of the wall near a cooling orifice, during the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment
  • FIG. 5a is a photo showing the wall comprising a cooling orifice, which is manufactured by the additive manufacturing process known from the state of the art
  • Fig. 5b is a photo showing the wall having a cooling port, which is manufactured by the additive manufacturing process according to the first embodiment
  • FIG. 6 schematically the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment of the invention
  • FIG. 7 is a partial schematic representation in longitudinal half-section of a turbomachine combustion chamber, according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 8 is a partial schematic representation in perspective of an external wall of the combustion chamber according to the first embodiment from the internal face of the external wall;
  • FIG. 9 is a partial schematic representation of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment from the outer face of the outer wall;
  • FIG. 10 is a partial schematic representation in perspective of the external wall and of the internal wall of the combustion chamber according to the first embodiment;
  • FIG. 11 is a partial schematic representation of an upstream end of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment;
  • FIG. 12 is a partial schematic representation of a downstream end of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment.
  • FIG. 1 represents a turbomachine 1 with double flow and double body.
  • the turbomachine 1 is a turbojet engine which has a shape of revolution around a longitudinal axis AX.
  • the turbomachine 1 comprises, on the path of a primary stream 11 of a primary flow, an air inlet sleeve 2, a fan 3, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 6, a combustion chamber 7, a high pressure turbine 8 and a low pressure turbine 9.
  • air designates any gas capable of serving as an oxidizer in the turbomachine 1.
  • the low pressure compressor 4, the high pressure compressor 6, the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 9 delimit a secondary stream 13 for the flow of a secondary stream which bypasses them.
  • the high pressure compressor 6 and the high pressure turbine 8 are mechanically connected by a drive shaft of the high pressure compressor 6, so as to form a high pressure body of the turbomachine 1.
  • the low pressure compressor 4 and the low pressure turbine 9 are mechanically connected by a turbomachine shaft 1, so as to form a low pressure body of the turbomachine 1.
  • the low pressure compressor 4, the high pressure compressor 6, the combustion chamber 7, the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 9 are surrounded by an internal shroud which extends from the inlet sleeve 2 to the low pressure turbine 9.
  • This internal fairing is surrounded by an external casing which delimits the turbomachine radially outwards with respect to the longitudinal axis AX.
  • the crankcase external radially outwardly delimits the secondary stream 13, in particular at the level of the fan 3.
  • FIG. 2 represents an example of tooling 20 for the manufacture of a part by selective melting or selective sintering on a powder bed according to a manufacturing process according to a first embodiment.
  • the part is a wall 10 for an aircraft turbomachine, for example a wall of a blade or of a flange of a turbomachine. It is designed to withstand particularly high mechanical and / or thermal stresses during operation of the turbomachine. It is manufactured by additive manufacturing from a powder 17 which is typically made of a metallic material for aeronautical use.
  • the tool 20 comprises a powder feed tank 23 17, a manufacturing tank 24, in which the wall blank 10 will be formed, and a third tank, which can be a collecting tank 25 for the surplus powder. 17 or a second input tray.
  • each tray is formed of a tray which is movable in translation on an actuating arm 26 oriented along a vertical axis of the trays.
  • Each tray comprises a metal plate which forms a base for the powder 17.
  • the tray 27 of the feed tray is configured to move along a first vertical axis Zl-Zl which is substantially parallel to the second vertical axis Z2-Z2 of movement of the build plate 28.
  • the actuation of the tray 27 of the feed tank allows powder 17 to be fed into the production tank 24.
  • the production tray 28 of the production tank going down, allows the creation of successive layers 19 of the blank. wall 10.
  • the tool 20 also comprises a spreading means 29, of the roller type such as that shown in FIG. 1 or else a scraper, which makes it possible to push the powder 17 from the supply tank 23 into the manufacturing tank 24 and to spread this powder 17, in the feed tank 23, so as to form a layer 19 of powder of determined thickness.
  • the spreading means 29 moves along a horizontal scanning plane in a direction of movement represented by the arrow A going from the feed tank 23 to the collecting tank 25. The surplus powder can be collected in the collecting tank 25.
  • the tool 20 further comprises a heating means 30 configured to melt or to sinter at least part of a layer 19 of powder deposited on the production plate 28, so as to obtain, after solidification, a layer 19 of powder. the wall blank 10.
  • the heating means 30 comprises, for example, a laser 31 and one or more mirrors 32 making it possible to send the laser beam to the areas of the powder layer 17 to be fused or sintered.
  • the manufacturing tank 24 will thus contain, after the powder layer 17 has been scanned by an energy beam, the layer 19 of solidified material which is surrounded by the powder 17 which is not fused or not sintered.
  • the tool 20 also comprises a second heating means, for example an oven 34, for carrying out at least one heat treatment of the wall blank 10, following the cooling of each layer 19 of solidified material.
  • a second heating means for example an oven 34, for carrying out at least one heat treatment of the wall blank 10, following the cooling of each layer 19 of solidified material.
  • the build plate 28 comprises a lower outer surface S1 and an upper outer surface S2 which is opposite the lower outer surface S1 and to which the wall blank 10 is attached, following a step of additive manufacturing 105 of the wall blank 10.
  • the wall 10 includes a lower end 10a, an upper end 10b which is opposite the lower end 10a, and a body 12 which extends from the lower end 10a to the upper end 10b. It comprises a first flat which is delimited by a first lateral surface S3 and a second flat which is delimited by a second lateral surface S4 which is opposite to the first lateral surface S3.
  • the wall 10 has the general shape of a plate and the second side surface S4 is substantially parallel to the first side surface S3.
  • an axial or longitudinal direction is a direction parallel to the longitudinal axis ZZ of the wall 10.
  • the longitudinal axis ZZ of the wall 10 is oriented substantially vertically in the embodiment shown.
  • a radial or transverse direction is a direction orthogonal to the longitudinal axis ZZ of the wall and secant with this axis.
  • a circumferential direction is defined as a direction locally orthogonal to a radial direction and to the direction of the longitudinal axis ZZ of the wall.
  • a normal direction YY is a direction which is substantially orthogonal to the first side surface S3 or to the second side surface S4.
  • the wall blank 10 is fixed at its lower end 10a to the build plate 28. It extends substantially perpendicularly to the upper outer surface S2 of the build plate 28 with which it forms an angle ⁇ .
  • the wall 10 is crossed by first cooling orifices 40 and by second cooling orifices 44.
  • Each second cooling port 44 extends from an inlet 43 which opens out through the first side surface S3 to an outlet 45 which opens out through the second side surface S4 around a longitudinal axis Rl-Rl of this second port cooling 44.
  • the longitudinal axis Rl-Rl of each second cooling port 44 is inclined relative to the first side surface S3 and relative to the second side surface S4 by an angle g which is between 5 ° and 45 ° in at least one longitudinal section plane of the wall 10 which comprises the normal YY to the wall 10.
  • each second cooling port 44 is inclined relative to the first side surface S3 and relative to the second side surface S4 by an angle g which is substantially equal to 20 ° in the longitudinal section plane shown in Figure 3.
  • each second cooling port 44 comprises a rounding 43a.
  • the outlet 45 of each second cooling port 44 includes a rounding 45a.
  • Each first cooling port 40 extends from an inlet 41 which opens out through the first side surface S3 to an outlet 42 which opens out through the second side surface S4 about a longitudinal axis R2-R2 of this first cooling orifice 40.
  • the longitudinal axis R2-R2 of each first cooling orifice 40 is oriented at an angle b which is substantially perpendicular to the first lateral surface S3 and to the second lateral surface S4 of the wall 10.
  • each of the first cooling orifices 40 It is all the more difficult to produce each of the first cooling orifices 40 by additive manufacturing as the wall 10 is manufactured additively while being substantially perpendicular to the manufacturing plate 28, and as the longitudinal axis R2-R2 of each first orifice of cooling 40 is substantially perpendicular to the first side surface S3 and to the second side surface S4 of the wall 10. Indeed, the material of the wall 10 tends to move downward during the melting / agglomeration of powder. 17 at the level of the upper edge of each of the first cooling orifices 40. Furthermore, the first cooling orifices are all the more difficult to produce as they have small dimensions, for example a radius r1 which is substantially equal to 0 , 25 mm and an area Al which is approximately equal to 0.20 mm 2 .
  • the method 100 for manufacturing the wall 10 according to the invention aims to at least partially remedy these drawbacks, by modifying the additive manufacturing parameters of the wall 10 around each first cooling orifice 40, and in particular near the first orifices. cooling 40.
  • the wall 10 is manufactured in addition with lower zones 19a and intermediate zones 19b.
  • the body 12 of the wall is manufactured without an upper zone 19c, unlike a wall 10 which would be manufactured additively according to a process known in the art such as that which is shown schematically in FIG. 4a.
  • a lower zone 19a also known under the name of "downskin" is a zone which is formed of at least one solidified powder layer 17 and which is manufactured with a linear energy input Ea which is lower than that for making an intermediate zone 19b.
  • An intermediate zone 19b also known under the name of “inskin”, is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder 17.
  • the intermediate zones 19b form the majority of the volume of the wall 10.
  • Each zone intermediate 19b is in particular formed with a supply of linear energy Eb which is standard for the manufacture of the wall 10.
  • An upper zone 19c also known under the name of “upskin”, is in particular a zone which is formed of at least one solidified powder layer 17 and which is produced with a supply of linear energy Ec which is substantially equal to that which is used to manufacture an intermediate zone 19b but with a double energy exposure with respect to the intermediate zone 19b.
  • Each lower zone 19a of the wall 10, at least partially delimiting a first cooling orifice 40, has a total thickness ea which is between 0.06 and 0.22 mm.
  • Each lower zone 19a has in particular a total thickness ea which is substantially equal to 0.12 mm.
  • each lower zone 19a is also known under the name of “thickness of the downskin”. This is the total thickness of the lower zone 19a in at least one longitudinal section of the wall 10.
  • the total thickness aa of the lower zone 19a corresponds to the thickness of five layers of powder 17 agglomerated / fused in the lower zone 19a.
  • Each lower zone 19a of the wall 10, at least partially delimiting a first cooling orifice 40, is manufactured with a minimum length La of the lower zone which is between 0.01 and 0.4 mm.
  • Each lower zone 19a is in particular manufactured with a minimum length parameter La which is substantially equal to 0.05 mm.
  • the minimum length parameter La of the lower zone is also known by the name of “downskin minumum length”. This is the minimum powder solidification length for the lower zone 19a to be formed.
  • the minimum length parameter La in the lower zone is to be compared with the effective displacement length of the laser. It is less than the effective displacement length of the laser in the lower zone 19a to allow the manufacture of the lower zone 19a.
  • the minimum length parameter La corresponds to the minimum length of a layer of fused / agglomerated powder in the lower zone 19a, in at least one longitudinal section of the wall 10.
  • Each lower zone 19a is manufactured by a first supply of linear energy Ea on the bed of powder 17 which is between 0.02 J / mm and 0.03 J / mm.
  • Each lower zone 19a is produced by a first supply of linear energy Ea on the bed of powder 17 which is preferably substantially equal to 0.0250 J / mm.
  • Each intermediate zone 19b is produced by a second supply of linear energy Eb on the powder bed 17 which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm.
  • Each intermediate zone 19b is manufactured by a second supply of linear energy Eb on the bed of powder 17 which is preferably substantially equal to 0.1625 J / mm.
  • the first input of linear energy Ea is substantially 85% lower than the second input of linear energy Eb.
  • the low value of the first linear energy input Ea compared to the second linear energy input Eb makes it possible in particular to merge / agglomerate less powder 17 during the manufacture of a lower zone 19a than during the manufacture of an intermediate zone 19b. This results in a reduction in manufacturing defects of each first cooling orifice 40 by increasing the volume of the lower zone 19a relative to the volume of the intermediate zone 19b.
  • the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is distinguished from a wall 10 which is manufactured additively according to a manufacturing process known to the state of the technique, in that it does not have an upper zone 19c at the bottom of each first cooling orifice 40, in that it comprises a much larger volume of lower zone 19a which is located at the upper edge of each first cooling orifice 40, and in that each first cooling orifice 40 is delimited at its lower edge by an intermediate zone 19b.
  • the minimum length La of each lower zone 19a of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is for example less than substantially 90% compared to the minimum length of each lower zone 19a of a wall 10 which is manufactured additively according to a manufacturing process known from the state of the art.
  • the minimum length La of each lower zone 19a of the wall 10 is in particular determined in the direction XX with joint reference to FIGS. 3, 4a and 4b.
  • the thickness ea of all the layers of the lower zone 19a of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is for example greater by 200% compared to the thickness of the l 'set of layers of a lower zone 19a of a wall 10 which is additionally manufactured according to a manufacturing process known from the state of the art.
  • the total thickness ea of the lower zone 19a is in particular determined in the Z-Z direction, with joint reference to FIGS. 3, 4a and 4b.
  • each intermediate zone 19b of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 are substantially identical to the manufacturing parameters of the intermediate zone 19b of a wall 10 which is manufactured additively according to a known manufacturing process of state of the art.
  • the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment does not include upper zones 19c.
  • the third cooling port 46 which is shown in Figure 5a differs from the first cooling port 40 which is shown in Figure 5b by its additive manufacturing process.
  • the third cooling port 46 comprises only two layers in the lower zone 19a which is located exclusively on an upper edge of the third cooling port 46. It comprises four layers in the upper zone 19c which is exclusively located. in a lower edge of the third cooling port 46.
  • the third cooling orifice 46 which passes through a wall 10 which is manufactured according to a manufacturing method known from the state of the art, has an edge which has a rather irregular shape. It has material collapses at its upper edge. Furthermore, it comprises significant untimely material deposits at the bottom of the third cooling orifice 46.
  • the third cooling orifice 46 comprises for example a radius r2 which is substantially equal to 0.25 mm and an area A2 which is approximately equal to 0.19 mm 2 .
  • the upper edge of the first cooling port 40 comprises five layers of agglomerated / fused powder in the lower area 19a which is located exclusively on an upper edge of the first cooling port 40.
  • the total thickness aa of the lower zone 19a of the first cooling port 40 is significantly higher than that of the lower zone 19a of the third cooling port 46, due to the higher number of layers of the lower zone 19a of the first cooling port 40.
  • the edge lower part of the first cooling orifice 40 is formed by an intermediate zone 19b.
  • the edge of the first cooling port 40 does not have an upper zone 19c, unlike the third cooling port 46.
  • the minimum length La of each layer of the lower zone 19a of the wall 10 around each first cooling port 40 of the embodiment of FIG. 4b is less, in the horizontal direction in FIGS. 4a and 4b, than the minimum length of each layer of the lower area 19a of the embodiment of Figure 4a.
  • the first cooling port 40 which is manufactured according to a manufacturing process 100 according to the first embodiment, has a more regular shape, in particular at its upper edge and at the bottom of the first cooling port 40.
  • the radius r1 of the first cooling port 40 is substantially equal to the r2 of the third cooling port 46.
  • the area A1 of the first cooling port is approximately 15% greater than the area A2 of the third cooling port 46, of the makes the edge of the first cooling port 40 more even.
  • the manufacturing method 100 firstly comprises a step 101 of determining the additive manufacturing parameters of the wall 10, in particular the value of the minimum length La of each lower zone 19a, the value of the thickness parameter ea of the all the layers of the lower zone 19a, the value of the first input of linear energy Ea and the value of the second input of linear energy Eb.
  • the additive manufacturing process 100 then includes digital modeling 103 of each first cooling port 40 with a substantially oval cross-sectional area so that each first cooling port 40 is fabricated with a substantially circular cross section.
  • This digital modeling 103 of each first cooling orifice 40 with a surface of a shape different from the shape desired for this orifice makes it possible in particular to take into account the downward movement of material during the melting / agglomeration of powder 17 at the level from the top edge of each first cooling port 40.
  • the manufacturing process 100 continues with an additive manufacturing step 105 layer by layer of the wall 10 by selective melting or selective sintering on a powder bed 17, in particular by a laser.
  • the first cooling ports 40 and the second cooling ports 44 are made through the wall 10 simultaneously with the manufacture of the wall 10.
  • each lower zone 19a and each intermediate zone 19b is moved linearly with back and forth movements.
  • the wall blank 10 is fixed at its lower end 10a to the manufacturing plate 28.
  • the additive manufacturing method 100 makes it possible in particular to produce each second cooling orifice 44 with an orientation relative to each of the side surfaces S3, S4 which would be difficult to achieve with a drilling method known from the state of the art, such as laser drilling, in particular when the angle g is less than or equal to 20 °.
  • each second cooling orifice 44 tends to limit deposits of unwanted material at the inlet 43 of each second cooling orifice 44 during additive manufacturing 105.
  • the rounding 45a at the outlet of each second cooling orifice 44 tends to limit the deposits of unwanted material at the outlet 45 of each second cooling port 44 during additive manufacturing 105.
  • the additive manufacturing step 105 comprises rapid cooling of the wall blank 10, following the melting or sintering of the powder 17, which is liable to generate mechanical stresses, in particular shrinkage, as well as variations in structures in the wall blank 10.
  • the manufacturing process 100 comprises heating 106, 108 of the wall blank 10.
  • This heating 106 comprises in particular a first thermal stress treatment which aims to reduce the thermal stresses, the residual mechanical stresses and the structural variations which have been generated. in the wall blank 10 during the additive manufacturing step 105.
  • This heater 106, 108 may also include a second heat treatment 108 to increase the strength and / or the life of the wall blank 10.
  • the heating 106, 108 typically takes place at a temperature above 1000 ° C.
  • the method 100 for manufacturing the wall 10 finally comprises a machining 110 of the wall blank 10, in particular to separate the lower end 10a of the wall blank 10 from the production plate 28.
  • This machining 110 comprises for example a EDM machining of the wall 10.
  • the manufacturing process 100 can also include a machining 112 of the build plate 28.
  • This machining 112 comprises for example a machining by electro erosion, a grinding, or a sandblasting of the build plate 28 with a view to the manufacture of another wall. 10.
  • the additive manufacturing method 100 according to the invention, the manufacture of the wall 10 of the turbomachine with at least a first orifice of cooling 40 of small dimensions is facilitated.
  • the geometry of each first cooling orifice 40 is in particular improved.
  • the additive manufacturing process 100 according to the invention makes it possible in particular to produce first cooling orifices 40 with a smaller radius r1.
  • the method of making 100 wall 10 tends to be more reproducible. It also promotes the production of the first cooling orifices 40 which have more uniform geometries in the wall 10.
  • each lower zone 19a is lowered during the implementation of the manufacturing method 100 and the thickness of each lower zone 19a is increased.
  • the wall 10 is then manufactured with lower zones 19a over a larger volume relative to the volume of the intermediate zones 19b, in particular in the absence of an upper zone 19c, near each of the first cooling orifices 40. This results in a geometry. more precise, more uniform and more easily reproducible of each first cooling port 40, in particular a reduction in the manufacturing defects of each first cooling port 40.
  • each first cooling port 40 In the absence of an upper zone 19c, the manufacturing defects of each first cooling port 40 are reduced. In particular, untimely material deposits at the bottom of each first cooling orifice 40 in the absence of upper zones 19c are limited.
  • FIG. 7 schematically represents a combustion chamber 2 of an aircraft turbomachine.
  • the combustion chamber 2 is annular around a longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • It comprises an outer casing wall 22 and an inner casing wall 24, a shroud 27, an outer wall 25 and an inner wall 26 which are joined by a chamber bottom 28.
  • the outer wall 25, the inner wall 26, the shroud 27 and the chamber bottom 28 jointly define a flame tube of the combustion chamber, inside which the combustion of the combustion chamber 2 takes place.
  • the combustion chamber 2 also comprises at least one spark plug 6, injectors 5, injection systems 3 and a diffuser 7.
  • the outer casing wall 22 delimits the combustion chamber 2 radially outwardly relative to the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • the inner casing wall 24 delimits the combustion chamber 2 radially inwardly with respect to the longitudinal axis X-X of the turbomachine. It is mechanically connected to an internal fixing ferrule 90 of the internal wall 26.
  • the outer casing wall 22 defines with the outer wall 25 a first air flow passage 21.
  • the inner casing wall 24 defines with the inner chamber wall 26 a second air flow passage 23.
  • a longitudinal or axial direction is a direction which is substantially parallel to the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • a radial direction is a direction which is substantially orthogonal to the longitudinal axis X-X of the turbomachine and which intersects with this axis.
  • a circumferential direction is a direction around the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • An “upstream” direction and the “downstream” direction are defined by the general direction of flow of the air and of the fuel in the combustion chamber 2. This direction also corresponds substantially to the general direction of flow of the gases from the combustion chamber. exhaust in the turbomachine.
  • air designates any gas capable of serving as an oxidizer in the combustion chamber 2 of a turbomachine.
  • the outer wall 25 and the inner wall 26 are walls of revolution which are coaxial around the longitudinal axis of the turbomachine XX, being symmetrical with respect to a longitudinal axis YY of the injection system 3 which is shown in FIG. 7 They can each extend over 360 ° around the longitudinal axis of the turbomachine XX or be angularly segmented.
  • the outer wall 25 and the inner wall 26 each comprise primary orifices 81 for introducing a flow of primary air into the flame tube and dilution ports 82 for introducing a flow of dilution air into the flame tube. the flame tube. They will each be described in detail below.
  • the fairing 27 extends from the outer wall 25 and the inner wall 26 upstream, being located upstream of the chamber bottom 28. It comprises central openings for housing the injection systems 3 and the corresponding injectors 5.
  • the chamber bottom 28 has openings for mounting the injection systems 3 in which the fuel injectors 5 are engaged.
  • Each spark plug 6 is mounted through the outer wall 25 of the combustion chamber. It extends transversely to this wall having its longitudinal axis Z-Z which is substantially orthogonal to the longitudinal axis Y-Y of the injection system 3 of the injector 5 shown which is located near the spark plug 6.
  • the spark plug 6 serves to ignite the layer of air and fuel mixture in the combustion chamber 2, so that the flame then spreads to the neighboring layers of air and fuel mixture, to ignite the chamber. combustion 2.
  • the injection systems 3 are mounted on the chamber bottom 28 being spaced apart from each other in a circumferential direction.
  • Each injection system 3 comprises from upstream to downstream a sliding bushing 34, a swirler 32, a venturi 35, and a mixing bowl 31.
  • the sliding bush 34, the twist 32 and the mixing bowl 31 jointly form means of air supply 30 to produce a sheet of air-fuel mixture with the fuel injected by the corresponding injector 5.
  • Each injection system 3 is connected to one of the fuel injectors 5 which is mounted in the sliding bushing 34 at the level of an injector nose.
  • the sliding bushing 34 may include air supply holes.
  • the auger 32 is mounted integral with the mixing bowl 31. It generally comprises a first stage of blades and a second stage of blades, the function of which is to drive the air in rotation around the YY axis of the system. injection 3.
  • the blades of the first blade stage of the spinner 32 can rotate in the same direction or in the opposite direction of those of the second stage of blades of the spinner 32.
  • the mixing bowl 31 has a flared shape substantially of revolution around the longitudinal axis YY of the injection system 3. It comprises holes feedthroughs to supply the combustion chamber 2 with air. It is fixed to the bottom of chamber 28.
  • the diffuser 7 is configured to supply the combustion chamber 2, in particular the injection systems 3, the primary orifices 81 and the dilution orifices 82, with hot air under pressure according to arrow A.
  • This pressurized air is used in particular for the combustion or for the cooling of the combustion chamber 2.
  • a part of this air is introduced into the combustion chamber 2 at the level of the central opening of the fairing 27, while another part of air flows to the air flow passages 21 and 23.
  • the air supplying the injection system 3 flows from the central opening of the fairing 27, in particular through the blades of the augers 32 of the injection system shown in FIG. 7 and through holes of the mixing bowl 31.
  • L The air flow shown schematically by the arrows B in the passages 21 and 23 enters the combustion chamber 2 through the primary orifices 81 and the dilution orifices 82.
  • the outer wall 25 comprises a first upstream fixing rim 70, a first partition 40, a second partition 42, a cooling duct 41 which is located between the first partition 40 and the second partition 42 , stiffeners 44, and a support 29 for each spark plug 6.
  • the outer wall 25 delimits the flame tube of the combustion chamber 2 radially outwards.
  • Each spark plug holder 29 is configured to guide and support the corresponding spark plug 6 in the flame tube through the outer wall 25.
  • each spark plug holder 29 is in one piece. with the outer wall 25.
  • the first upstream fixing rim 70 comprises a first upstream fixing edge 71 and a second upstream fixing edge 73. It is configured to fix the outer wall 25 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28.
  • the first upstream fixing edge 71 is located radially inwardly relative to the second upstream fixing edge 73. It extends substantially over the entire circumferential length of the outer wall 25.
  • the first fixing edge upstream 71 is inclined relative to the first inlet wall 46 of the first cooling duct 41.
  • the first upstream fixing edge 71 is crossed by at least a first orifice 83 which has a radial component and which is located axially near the first air inlet 45 of the first cooling duct 41.
  • Each first orifice 83 serves to introduce air in the flame tube and / or in cooling the first upstream fixing edge 71, in particular by film.
  • the first upstream fixing edge 71 tends to increase the quantity of air introduced into the flame tube of the combustion chamber 2, while participating in connecting the outer wall 25 to the chamber bottom 28 and / or to the fairing 27.
  • the first upstream fixing edge 71 is crossed by two rows of first orifices 83 which each extend over substantially the entire circumferential length of the first upstream fixing edge 71.
  • the second upstream fixing edge 73 is parallel to the first upstream fixing edge 71. It extends substantially over the entire circumferential length of the outer wall 25.
  • the second upstream fixing edge 73 is inclined relative to a first inlet wall. 46 of the first cooling duct 41 to form a generally V-shaped opening which widens upstream.
  • the second upstream fixing edge 73 is designed to direct cooling air together with the first inlet wall 46 to the first air inlet 45 of the first cooling duct 41, while allowing the wall to be hooked. external 25 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28 with the first upstream fixing edge 71.
  • the second upstream fixing edge 73 tends to increase the quantity of air which circulates in the first cooling duct 41.
  • each of the stiffeners 44 of the outer wall 25 extends radially from the first partition 40 to the second partition 42. Some of the stiffeners 44 extend axially, for example from the first wall. inlet 46 to the first outlet wall 48 of the first cooling duct 41. Other stiffeners 44 extend axially from the dilution ports 82 to the first outlet wall 48.
  • the stiffeners 44 serve to increase the mechanical strength of the outer wall 25. Due to the stiffeners 44, the outer wall 25 can have a satisfactory mechanical strength compared to a solid outer wall despite the first partition 40, the second partition 42 and the wall. first cooling duct 41.
  • the first partition 40 of the external wall 25 is an internal partition of the external wall 25. It defines the external wall 25 radially inwards. It extends axially from an upstream end 40a to a downstream end 40b. It is connected at the upstream end 40a to the first upstream fixing edge 71 and to the first inlet wall 46. It is connected at the downstream end 40b to the first outlet wall 48. It extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
  • the first partition 40 is crossed by at least a second orifice 89 which has a radial component and which is located axially between a primary orifice 81 and the downstream end 40b.
  • Each second orifice 89 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the first partition 40, in particular by film.
  • the first partition 40 is substantially equidistant from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from its upstream end 40a to its downstream end 40b.
  • the first partition 40 is crossed by a plurality of second orifices 89 which extend axially from the primary orifices 81 to the downstream end 40b, being distributed substantially uniformly.
  • the second orifices 89 extend over substantially the entire circumferential length of the first partition 40.
  • the first partition 40 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 40a to its downstream end 40b.
  • the thickness of the first partition 40 is for example between 35% and 55% of the thickness of the outer wall 25.
  • the second partition 42 of the external wall 25 is an external partition of the external wall 25. It notably defines the external wall 25 radially outwards.
  • the second partition 42 is radially spaced from the first partition 40 to form the first cooling duct 41 with the first partition 40.
  • the second partition 42 extends axially from an upstream end 42a to a downstream end 42b. It is connected at the level of the upstream end 42a to the first inlet wall 46. It is connected at the downstream end 42b to the first outlet wall 48. It extends over substantially the entire circumferential length of the wall. external 25.
  • the second partition 42 is devoid of cooling holes in the embodiment shown. It is only crossed by the support 29 of the spark plug 6, by the primary orifices 81 and by the dilution orifices 82.
  • the second partition 42 approaches the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 42a to an intermediate portion 43 of the second partition 42 which is located strictly between the upstream end 42a and the downstream end 42b.
  • the intermediate portion 43 is in particular located axially substantially equidistant from the upstream end 42a and from the downstream end 42b.
  • the second partition 42 moves away from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from the intermediate portion 43 to its downstream end 42b.
  • the second partition 42 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 42a to its downstream end 42b.
  • the thickness of the second partition 42 is for example between 12% and 35% of the thickness of the outer wall 25.
  • the first cooling duct 41 comprises a first air inlet 45 and a first air outlet 47. It is delimited radially inwards by the first partition 40. It is delimited radially outwards by the second partition 42. It is delimited upstream by the upstream end 40a of the first partition 40, by the upstream end 42a of the second partition 42 and by a first inlet wall 46. It is delimited downstream by l 'downstream end 40b of the first partition 40, by the downstream end 42b of the second partition 42 and by a first outlet wall 48.
  • the first cooling duct 41 is configured to cool the outer wall 25, in particular by film through the second orifices 89, as well as by contact of the cooling air with the first partition 40 and with the second partition 42.
  • the radial extent of the first cooling duct 41 narrows downstream from the first inlet wall 46 to the intermediate portion 43 of the second partition 42.
  • the ratio of the radial extent e2 at the level of the intermediate portion 43 over the radial extent el at the level of the first inlet wall 46 is for example between 10% and 30%.
  • the radial extent of the first cooling duct 41 expands downstream from the intermediate portion 43 to the first outlet wall 48.
  • the ratio of the radial extent e2 at the level of the intermediate portion 43 on the radial extent e3 at the level of the first outlet wall 48 is for example between 20% and 40%.
  • the first air inlet 45 comprises the first inlet wall 46.
  • the first inlet wall 46 extends from the first partition 40 to the second partition 42.
  • the first inlet wall 46 is inclined relative in the radial direction upstream towards the second partition 42. It is mechanically connected to the first upstream fixing edge 71 and to the second upstream fixing edge 73 near the upstream end 40a of the first partition 40.
  • the first wall inlet 46 extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
  • the first inlet wall 46 is configured to partially close the first cooling duct 41 upstream, by regulating the speed and pressure of the air at the first inlet 45.
  • the first inlet wall 46 is crossed by at least a first inlet orifice 85 which has an axial component.
  • Each first inlet port 85 serves to introduce air substantially axially into the first cooling duct 41 through the first inlet wall 46.
  • the first inlet wall 46 is crossed by two rows of first inlet ports 85 which each extend over substantially the entire circumferential length of the first inlet wall 46 and which are radially spaced apart. one from the other.
  • Each of the first inlet orifices 85 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine.
  • the first outlet 47 comprises the first outlet wall 48.
  • the first outlet wall 48 extends from the first partition 40 to the second partition 42. It is oriented substantially radially, serving as a flat support for a fixing flange. to a turbine wall to which it is intended to be connected.
  • the first outlet wall 48 extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
  • the first outlet wall 48 is configured to partially shut off the first cooling duct 41 downstream, by regulating the speed and pressure of the air at the first outlet 47. It is configured to mechanically connect the outer wall 25 to the downstream side. the turbine wall mounting flange.
  • the first outlet wall 48 is crossed by at least a first outlet port 87 which has an axial component. Each first outlet port 87 serves to cause air to exit substantially axially in the first cooling duct 41 through the first outlet wall 48.
  • the first outlet wall 48 is crossed by at least a first fixing port 74 of the outer wall 25 to a wall of the turbine of the turbomachine, for example a wall of a high pressure turbine of a turbomachine. Each fixing hole 74 is intended to receive a fixing member such as a screw of a nut for fixing the outer wall 25 to the turbine wall.
  • the first outlet wall 48 is crossed by a row of first outlet ports 87 which extends over substantially the entire circumferential length of the first outlet wall 48.
  • Each of the first outlet ports 87 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine.
  • the first outlet wall 48 is crossed by a row of first attachment holes 74 which extends over substantially the entire circumferential length of the first outlet wall 48 and which is radially spaced from the row of first outlet holes 87.
  • the internal wall 26 comprises a second upstream fixing rim 72, a third partition 50, a fourth partition 52, a second cooling duct 51 which is located between the third partition 50 and the fourth partition 52, stiffeners (not shown) and an inner fixing ferrule 90.
  • the internal wall 26 delimits the flame tube of the combustion chamber 2 radially inward.
  • the second upstream fixing rim 72 comprises a third upstream fixing edge 75 and a fourth upstream fixing edge 77. It is configured to fix the internal wall 26 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28.
  • the third upstream fixing edge 75 is located radially inwards with respect to the fourth upstream fixing edge 77. It extends substantially over the entire circumferential length of the internal wall 26.
  • the third upstream fixing edge 75 is inclined by relative to the second inlet wall 56 of the second cooling duct 51.
  • the third upstream fixing edge 75 is crossed by at least a third orifice 84 which has a radial component and which is located axially near the second air inlet 55 of the second cooling duct 51.
  • the third upstream fixing edge 75 tends to increase the quantity of air introduced into the flame tube of the combustion chamber 2, while participating in connecting the internal wall 26 to the chamber bottom 28 and / or to the fairing 27.
  • Each third orifice 84 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the third upstream fixing edge 75, in particular by film.
  • the third upstream fixing edge 75 is crossed by two rows of third orifices 84 which each extend over substantially the entire circumferential length of the third upstream fixing edge 75.
  • the fourth upstream fixing edge 77 is parallel to the third upstream fixing edge 75. It extends substantially over the entire circumferential length of the internal wall 26.
  • the fourth upstream fixing edge 77 is inclined relative to a second inlet wall. 56 of the second cooling duct 51 to form a generally V-shaped opening which widens upstream.
  • the fourth upstream fixing edge 77 tends to increase the quantity of air which circulates in the second cooling duct 51.
  • Each of the stiffeners of the internal wall 26 extends radially from the third partition 50 to the fourth partition 52. Some of the stiffeners extend axially, for example from the second inlet wall 56 to the second outlet wall. 58 of the second cooling duct 51. Other stiffeners extend axially from the dilution ports 82 to the second outlet wall 58.
  • the stiffeners serve to increase the mechanical strength of the internal wall 26. Due to the stiffeners, the internal wall 26 can have a satisfactory mechanical resistance compared to a solid internal wall despite the third partition 50, the fourth partition 52 and the second duct. cooling 51.
  • the third partition 50 of the internal wall 26 is an external partition of the internal wall 26. It defines the internal wall 26 radially outwards. It extends axially from an upstream end 50a to a downstream end 50b. It is connected at the upstream end 50a to the third upstream fixing edge 75 and to the second inlet wall 56. It is connected at the downstream end 50b to the second outlet wall 58. It extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
  • the third partition 50 is crossed by at least a second orifice 89 which has a radial component and which is located axially between a primary orifice 81 and the downstream end 50b.
  • Each second orifice 89 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the third partition 50, in particular by film.
  • the third partition 50 is substantially equidistant from the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 50a to its downstream end 50b.
  • the third partition 50 is crossed by a plurality of second orifices 89 which extend axially from the primary orifices 81 to the downstream end 50b, being distributed substantially uniformly.
  • the second orifices 89 extend over substantially the entire circumferential length of the third partition 50.
  • the third partition 50 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 50a to its downstream end 50b.
  • the thickness of the third partition 50 is for example between 35% and 55% of the thickness of the internal wall 26.
  • the fourth partition 52 of the internal wall 26 is an internal partition of the internal wall 26. In particular, it defines the internal wall 26 radially inward.
  • the fourth partition 52 is radially spaced from the third partition 50 to form the second cooling duct 51 with the third partition 50.
  • the fourth partition 52 extends axially from an upstream end 52a to a downstream end 52b. It is connected at the upstream end 52a to the second inlet wall 56. It is connected at the downstream end 52b to the second outlet wall 58. It extends over substantially the entire circumferential length of the wall. internal 26.
  • the fourth partition 52 is devoid of cooling holes in the embodiment shown. It is only crossed by the primary orifices 81 and by the dilution orifices 82.
  • the fourth partition 52 approaches the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 52a to an intermediate portion 53 of the fourth partition 52 which is located strictly between the upstream end 52a and the downstream end 52b.
  • the intermediate portion 53 is in particular located axially substantially equidistant from the upstream end 52a and from the downstream end 52b.
  • the fourth partition 52 moves away from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from the intermediate portion 53 to its downstream end 52b.
  • the fourth partition 52 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 52a to its downstream end 52b.
  • the thickness of the fourth partition 52 is for example between 12% and 35% of the thickness of the internal wall 26.
  • the second cooling duct 51 comprises a second air inlet 55 and a second air outlet 57. It is delimited radially outwards by the third partition 50. It is delimited radially inwards by the fourth partition 52. It is delimited upstream by the upstream end 50a of the third partition 50, by the upstream end 52a of the fourth partition 52 and by a second inlet wall 56. It is delimited downstream by l 'downstream end 50b of the third partition 50, by the downstream end 52b of the fourth partition 52 and by a second outlet wall 58.
  • the second cooling duct 51 is configured to cool the internal wall 26, in particular by film through the second orifices 89, as well as by contact of the cooling air with the third partition 50 and with the fourth partition 52.
  • the radial extent of the second cooling duct 51 narrows downstream from the second inlet wall 56 to the intermediate portion 53 of the fourth partition 52.
  • the ratio of the radial extent e5 at the level of the intermediate portion 53 over the radial extent e4 at the level of the second inlet wall 56 is for example between 35% and 45%.
  • the radial extent of the second cooling duct 51 expands downstream from the intermediate portion 53 to the second outlet wall 58.
  • the ratio of the radial extent e5 at the level of the intermediate portion 53 on the radial extent e6 at the level of the second outlet wall 58 is for example between 55% and 65%.
  • the second air inlet 55 comprises the second inlet wall 56.
  • the second inlet wall 56 extends from the third partition 50 to the fourth partition 52. It is inclined with respect to the radial direction towards the end. 'upstream towards the fourth partition 52. It is mechanically connected to the third upstream fixing edge 75 and to the fourth upstream fixing edge 77 near the upstream end 50a of the third partition 50.
  • the second inlet wall 56 s' extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
  • the second inlet wall 56 is configured to partially close the second cooling duct 51 upstream, by regulating the speed and pressure of the air at the second air inlet 55.
  • the second inlet wall 56 is crossed by at least a second inlet port 86 which has an axial component. Each second inlet port 86 serves to introduce air substantially axially into the second cooling duct 51 through the second inlet wall 56.
  • the second inlet wall 56 is crossed by two rows of second inlet openings 86 which each extend over substantially the entire circumferential length of the second inlet wall 56 and which are radially spaced apart. one from the other.
  • Each of the second inlet orifices 86 is oriented substantially axially along the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • the second air outlet 57 comprises the second outlet wall 58.
  • the second outlet wall 58 extends from the third partition 50 to the fourth partition 52. It is oriented substantially radially, serving as a flat support for a flange for fixing to a turbine wall to which it is intended to be connected.
  • the second outlet wall 58 extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
  • the second outlet wall 58 is configured to partially shut off the second cooling duct 51 downstream, by regulating the speed and pressure of the air at the second air outlet 57. It is configured to mechanically connect the wall. internal 26 to the fixing flange of the turbine wall.
  • the second outlet wall 58 is crossed by at least a second outlet orifice 88 which has an axial component. Each second outlet port 88 serves to cause air to exit substantially axially in the second cooling duct 51 through the second outlet wall 58.
  • the second outlet wall 58 is crossed by at least a second fixing port 78 of the internal wall 26 to a wall of the turbine of the turbomachine, for example a wall of a high pressure turbine of a turbomachine.
  • Each second fixing hole 78 is intended to receive a fixing member such as a screw of a nut for fixing the internal wall 26 to the turbine wall.
  • the second outlet wall 58 is crossed by a row of second outlet openings 88 which extends over substantially the entire circumferential length of the second outlet wall 58.
  • Each of the second outlet orifices 88 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine.
  • the second outlet wall 58 is crossed by a row of second attachment holes 78 which extends over substantially the entire circumferential length of the second outlet wall 58 and which is radially spaced from the row of second outlet holes 88.
  • the inner fixing ring 90 of the inner wall 26 projects radially inwardly and upstream from the second outlet wall 58.
  • the inner fixing ring 90 comprises a downstream portion 94 and an upstream fixing rim 92.
  • the inner fixing ring 90 serves to fix the inner wall 26 to the inner casing wall 24 of the combustion chamber 2.
  • the downstream portion 94 extends axially upstream from the second outlet wall 58. It comprises a plurality of downstream holes 95.
  • the upstream fixing edge 92 extends radially inward from an upstream end of the portion. downstream 94.
  • the upstream fixing edge 92 comprises a plurality of fixing holes 93 for fixing the upstream fixing edge 92 to a fixing edge of the inner casing wall 24 against which it comes to bear, by means of 'fasteners which for example each comprise a screw and a nut.
  • the outer wall 25 and the inner wall 26 of the combustion chamber 2 are each manufactured by selective melting or by selective sintering on a powder bed, in particular by a laser.
  • the outer wall 25 and the inner wall 26 are each produced by additive manufacturing in the embodiment shown.
  • the circulation of cooling air from the first inlet wall 46 to the first outlet wall 48 of the first cooling duct 41 makes it possible to improve the cooling of the outer wall 25.
  • the first cooling duct 41 promotes in particular the continuous and homogeneous circulation of cooling air in the outer wall 25.
  • the cooling of the outer wall 25 is all the more effective the more the cooling air.
  • cooling circulating in the first cooling duct 41 tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the first partition 40.
  • the first cooling duct 41 does not for example interfere with the combustion in the flame tube of the combustion chamber 2 by allowing the combustion to be supplied by a primary flow through the primary orifices 81 and by a dilution flow through the dilution ports 82 of the outer wall 25.
  • the cooling of the outer wall 25 is further improved by promoting the circulation of cooling air from the first inlet ports 85 of the first inlet wall 46 to the first outlet ports 87 of the first outlet wall 48. .
  • the second orifices 89 of the outer wall 25 make it possible in particular to cool by film the first partition 40 which is close to the hot combustion gases in the flame tube, in order to improve the cooling of the first partition 40.
  • the second orifices 89 also make it possible to 'introduce additional air inside the flame tube of the combustion chamber 2 through the outer wall 25, to promote combustion.
  • the cooling air of the first cooling duct 41 is accelerated, thereby increasing the cooling flow rate to cool the air. outer wall 25.
  • the cooling air pressure losses are also limited when the cooling air enters the first cooling duct 41.
  • the first outlet wall 48 makes it possible in particular to connect the outer wall 25 to a turbine wall, while evacuating the air from the first cooling duct 41.
  • the air pressure tends to increase at the first outlet 47, for example. to supply a high pressure turbine with cooling air.
  • the outer wall 25 can be manufactured additively, which allows it to have a complex shape due in particular to the first partition 40, the second partition 42 and the first cooling duct 41. Furthermore and in particular, the circulation of cooling air from the second inlet wall 56 to the second outlet wall 58 of the second cooling duct 51 makes it possible to improve the cooling of the internal wall 26.
  • the second cooling duct 51 in particular promotes the circulation of cooling air continuously and evenly in the internal wall 26.
  • the cooling of the internal wall 26 is all the more effective than the cooling air circulating in the second. Cooling duct 51 tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the third partition 50.
  • the second cooling duct 51 does not for example interfere with the combustion in the flame tube of the combustion chamber 2 by allowing the combustion to be supplied by a primary flow through the primary orifices 81 and by a dilution flow through the dilution ports 82 of the inner wall 26.
  • the cooling of the inner wall 26 is further improved by promoting the circulation of cooling air from the second inlet ports 86 of the second inlet wall 56 to the second outlet ports 88 of the second outlet wall 88. .
  • the second orifices 89 of the internal wall 26 make it possible in particular to cool by film the third partition 50 which is close to the hot combustion gases in the flame tube, in order to improve the cooling of the third partition 50.
  • the second orifices 89 also make it possible to 'Introduce additional air inside the flame tube of the combustion chamber 2 through the inner wall 26, to promote combustion.
  • the cooling air of the second cooling duct 51 is accelerated, thereby increasing the cooling flow rate to cool the air. internal wall 26.
  • the cooling air pressure losses are also limited when the cooling air enters the second cooling duct 5sl.
  • the second outlet wall 58 makes it possible in particular to connect the internal wall 26 to a turbine wall, while evacuating the air from the second exhaust duct. cooling 51.
  • the air pressure tends to increase at the second outlet 57 of the second cooling duct 51, for example to supply a high pressure turbine with cooling air.
  • the internal wall 26 can be manufactured additively, which allows it to have a complex shape due in particular to the third partition 50, the fourth partition 52 and the second cooling duct 51.
  • the number, geometry and distribution of the first cooling ports 40, and of the second cooling ports 44 may vary.
  • the wall 10 may for example only comprise first cooling orifices 40.
  • At least one second cooling orifice 44 of the wall may be devoid of rounding.
  • the inlet 43 and / or the outlet 45 of the wall can be machined following the additive manufacturing step 105.
  • the wall 10 is made near the first cooling orifices 40 with an upper zone 19c, the thickness of which is for example less than or equal to 0.06 mm.
  • the thickness parameter of the upper zone 19c also known under the name of “thickness of the upskin”, is in particular defined as the thickness of all the layers of the upper zone 19c which is manufactured with a so-called Upskin parametry.
  • each upper zone 19c of small thickness With an upper zone 19c of small thickness, the manufacturing defects of each first cooling orifice 40 are reduced compared to a wall 10 which is manufactured additively according to a process known from the state of the art. In particular, the deposits of unwanted material at the bottom of each first cooling orifice 40 remain limited.
  • Each upper zone 19c of the wall 10 is for example produced by a third supply of linear energy Ec on the powder bed 17 which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm, preferably 0.1625 J / mm.
  • the third input of linear energy Ec is substantially equal to the second input of linear energy Eb with double energy exposure of an upper zone 19c relative to an intermediate zone 19b.
  • the low value of the first linear energy input Ea compared to the third linear energy input Ec makes it possible in particular to merge / agglomerate less powder 17 during the manufacture of a lower zone 19a than during the manufacture of an upper zone 19c. This results in a decrease in manufacturing defects of the first cooling port 40 by increasing the volume of the lower zone 19a.
  • the first input of linear energy Ea, the second input of linear energy Eb and / or the third input of linear energy Ec can have different values, in particular along the wall 10.
  • linear energy Ec may in particular have a value different from the second input of linear energy Eb.
  • the manufacturing process 100 may not include machining 110 of the wall blank 10 and / or machining 112 of the build plate 28.
  • only the outer wall 25 can include two partitions 40, 42.
  • the cooling of the outer wall 25 is in particular improved compared to that of the inner wall 26.
  • only the internal wall 26 can comprise two partitions 50, 52.
  • the cooling of the internal wall 26 is in particular improved compared to that of the external wall 25.
  • the air inlet of the first cooling duct 41 can be oriented radially and / or at a distance from the first inlet wall 46.
  • the air outlet of the first cooling duct 41 can be oriented radially and / or at a distance. of the first outlet wall 48.
  • the air inlet of the second cooling duct 51 can be oriented radially and / or at a distance from the second inlet wall 56.
  • the air outlet of the second cooling duct 51 can be oriented radially and / or at a distance. of the second outlet wall 58.
  • the first partition 40 is devoid of cooling orifices.
  • the third partition 50 may be devoid of cooling orifices.
  • the first upstream fixing rim 70 is at a distance from the first air inlet 45 of the first cooling duct 41, without favoring the entry of air into the first cooling duct 41.
  • the second upstream fixing rim 72 may be at a distance from the second inlet 55 of the second cooling duct 51, without favoring the entry of air into the second cooling duct 51.
  • the radial extent of the first cooling duct 41 is substantially constant.
  • the radial extent of the second cooling duct 51 can be substantially constant.
  • the first outlet wall 48 is devoid of fixing holes 74.
  • the outer wall 25 may include an additional fixing flange for fixing it to a turbine housing.
  • the second outlet wall 58 may be devoid of fixing holes 78.
  • the internal wall 26 may include an additional fixing flange for fixing it to a turbine housing.
  • the outer wall 25 and / or the inner wall 26 may be devoid of stiffeners, for example when the thickness of their partitions 40, 50, 42, 52 is sufficient to give them satisfactory mechanical rigidity.
  • the outer wall 25 and / or the inner wall 26 can be manufactured by methods other than by selective melting or selective sintering on a powder bed, in particular by foundry or by another additive manufacturing method.

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Abstract

The invention relates to a method for the additive manufacturing of a wall (10) for a turbine engine, the wall (10) comprising a first cooling aperture (40). The manufacturing method comprises the additive manufacturing of the wall (10) by selective melting or selective sintering on a powder bed. The wall (10) is manufactured at least partially around the first cooling aperture (40) with at least one lower region (19a) that has a minimum length (La) of between 0.01 and 0.4 mm and/or with a lower region (19a) that has a total thickness (ea) of between 0.06 and 0.22 mm.

Description

PROCÉDÉ DE FABRICATION ADDITIVE D'UNE PAROI POUR TURBOMACHINE, COMPRENANT AU MOINS UN ORIFICE DE REFROIDISSEMENT ADDITIVE MANUFACTURING PROCESS OF A WALL FOR TURBOMACHINE, INCLUDING AT LEAST ONE COOLING PORT
DESCRIPTIONDESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE TECHNICAL AREA
L'invention se rapporte au domaine technique de la fabrication additive sur lit de poudre, également dénommée impression 3D. Elle concerne plus spécifiquement un procédé de fabrication d'une paroi pour turbomachine, comprenant un orifice de refroidissement, la paroi étant fabriquée par un dépôt de poudre couche par couche, en partie solidifié par fusion sélective ou frittage sélectif par un faisceau laser ou par un faisceau d'électrons. The invention relates to the technical field of additive manufacturing on a powder bed, also called 3D printing. It relates more specifically to a method of manufacturing a wall for a turbomachine, comprising a cooling orifice, the wall being made by depositing powder layer by layer, in part solidified by selective melting or selective sintering by a laser beam or by a electron beam.
L'invention se rapporte aussi au domaine technique général des turbomachines d'aéronef telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Elle concerne une chambre de combustion pour turbomachine. The invention also relates to the general technical field of aircraft turbomachines such as turbojets and turboprop engines. It relates to a combustion chamber for a turbomachine.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE STATE OF THE PRIOR ART
Les procédés de fusion sélective ou de frittage sélectif sur lit de poudre permettent de réaliser facilement des pièces métalliques ou céramiques telles que des pièces de turbomachine qui sont soumises à des contraintes mécaniques et/ou thermiques importantes. The selective melting or selective sintering processes on a powder bed make it easy to produce metallic or ceramic parts such as turbomachine parts which are subjected to high mechanical and / or thermal stresses.
De tels procédés sont notamment connus sous les acronymes SLM (de l'anglais « Sélective Laser Melting »), SLS (de l'anglais « Sélective Laser Sintering »), DMLS (de l'anglais « Direct Métal Laser Sintering ») et EBM (de l'anglais « Electron Beam Melting »). Such processes are known in particular by the acronyms SLM (standing for “Selective Laser Melting”), SLS (standing for “Selective Laser Sintering”), DMLS (standing for “Direct Metal Laser Sintering”) and EBM. (from the English "Electron Beam Melting").
Ces procédés comprennent généralement une étape de dépôt, à l'aide d'un moyen d'étalement de type rouleau ou racleur, d'une première couche de poudre dans un bac de fabrication dont le fond est formé par un plateau mobile en translation, suivie d'une étape de chauffage par un faisceau laser ou par un faisceau d'électrons d'une zone prédéfinie de la couche de poudre. L'énergie apportée par ce faisceau provoque la fusion locale ou le frittage local de la poudre qui, en se solidifiant, forme une première couche de la pièce. Cette pièce est notamment une paroi pour turbomachine. These methods generally include a step of depositing, using a roller or scraper-type spreading means, a first layer of powder in a manufacturing tank, the bottom of which is formed by a plate movable in translation, followed by a heating step by a laser beam or by an electron beam of a predefined area of the powder layer. The energy supplied by this beam causes local melting or local sintering of the powder which, by solidifying, forms a first layer of the part. This part is in particular a wall for a turbomachine.
Le plateau est ensuite descendu d'une distance correspondant à l'épaisseur d'une couche, puis une seconde couche de poudre est amenée par le moyen d'étalement sur la couche précédente. Par la suite, une seconde couche de la pièce est formée à l'aide du faisceau. Ces étapes sont répétées jusqu'à la fabrication complète de la pièce. The plate is then lowered by a distance corresponding to the thickness of a layer, then a second layer of powder is brought by the spreading means onto the previous layer. Subsequently, a second layer of the part is formed using the beam. These steps are repeated until the part is completely manufactured.
Il est particulièrement difficile de réaliser par fabrication additive, notamment de façon reproductible, une paroi de turbomachine avec des trous de refroidissement qui soient de faibles dimensions et qui soient sensiblement uniformes, en particulier lorsque ces trous de refroidissement s'étendent sensiblement perpendiculairement à la paroi de turbomachine. It is particularly difficult to produce by additive manufacturing, in particular in a reproducible manner, a turbomachine wall with cooling holes which are of small dimensions and which are substantially uniform, in particular when these cooling holes extend substantially perpendicular to the wall. turbomachine.
Une chambre de combustion annulaire de turbomachine comprend deux parois annulaires interne et externe coaxiales qui sont reliées entre elles à leurs extrémités amont par une paroi de fond de chambre et par un carénage. La paroi de fond de chambre comporte des ouvertures de montage de systèmes d'injection dans desquels sont engagés des injecteurs de carburant. An annular combustion chamber of a turbomachine comprises two internal and external coaxial annular walls which are interconnected at their upstream ends by a chamber end wall and by a fairing. The chamber bottom wall has injection system mounting openings in which fuel injectors are engaged.
La paroi interne et la paroi externe de certaines chambres de combustion connues sont revêtues par des boucliers thermiques pour les protéger thermiquement des gaz chauds générés par la combustion. The inner wall and the outer wall of certain known combustion chambers are coated with heat shields to thermally protect them from the hot gases generated by the combustion.
La paroi interne et la paroi externe de chambres de combustion connues sont traversées par des orifices de refroidissement pour refroidir ces parois par un film d'air plus froid, qui est en provenance d'un diffuseur de la chambre de combustion, pour protéger thermiquement ces parois des gaz chauds dans la chambre de combustion. The inner wall and the outer wall of known combustion chambers are crossed by cooling orifices to cool these walls by a film of colder air, which comes from a diffuser of the combustion chamber, to thermally protect these walls. walls of hot gases in the combustion chamber.
Néanmoins, il est utile de protéger davantage la paroi interne et la paroi externe de la chambre de combustion de la chaleurgénérée par la combustion, notamment pour permettre une combustion à des températures plus élevées et accroître le rendement d'une turbomachine. EXPOSÉ DE L'INVENTION Nevertheless, it is useful to further protect the internal wall and the external wall of the combustion chamber from the heat generated by the combustion, in particular to allow combustion at higher temperatures and to increase the efficiency of a turbomachine. DISCLOSURE OF THE INVENTION
L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur. The invention aims to at least partially resolve the problems encountered in the solutions of the prior art.
A cet égard, l'invention a pour objet un procédé de fabrication additive d'une paroi pour turbomachine, la paroi comprend un premier orifice de refroidissement. Le procédé de fabrication comprend la fabrication additive de la paroi par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre. In this regard, the subject of the invention is a process for the additive manufacturing of a wall for a turbomachine, the wall comprising a first cooling orifice. The manufacturing process includes additive manufacturing of the wall by selective melting or selective powder bed sintering.
Selon l'invention, la paroi est fabriquée au moins partiellement autour du premier orifice de refroidissement avec une zone inférieure qui a une épaisseur totale comprise entre 0,06 et 0,22 mm. La zone inférieure est fabriquée avec un apport d'énergie linéique qui est inférieur à celui pour fabriquer une zone intermédiaire qui forme la majorité du volume de la paroi. According to the invention, the wall is made at least partially around the first cooling port with a lower area which has a total thickness of between 0.06 and 0.22 mm. The lower zone is fabricated with a linear energy input which is less than that to fabricate an intermediate zone which forms the majority of the volume of the wall.
Grâce au procédé de fabrication additive selon l'invention, la fabrication d'une paroi de turbomachine avec au moins un premier orifice de refroidissement de faibles dimensions est facilitée. La géométrie du premier orifice de refroidissement est notamment améliorée. Thanks to the additive manufacturing method according to the invention, the manufacture of a turbomachine wall with at least a first small cooling orifice is facilitated. The geometry of the first cooling orifice is notably improved.
Le procédé de fabrication de la paroi tend à être plus reproductible. Il favorise aussi la réalisation de premiers orifices de refroidissement qui sont plus uniformes dans la paroi, y compris lorsque ces premiers orifices de refroidissement s'étendent sensiblement perpendiculairement à une surface extérieure de la paroi de turbomachine. The method of making the wall tends to be more reproducible. It also promotes the production of first cooling orifices which are more uniform in the wall, including when these first cooling orifices extend substantially perpendicularly to an outer surface of the turbomachine wall.
Selon une particularité de réalisation, la zone inférieure est fabriquée avec une longueur minimale de zone inférieure qui est comprise entre 0,01 et 0,4 mm. La longueur minimale de zone inférieure est une longueur minimale de solidification de poudre pour que la zone inférieure puisse être formée. According to one particular embodiment, the lower zone is manufactured with a minimum length of the lower zone which is between 0.01 and 0.4 mm. The minimum lower zone length is a minimum powder solidification length for the lower zone to be formed.
En particulier, la longueur minimale de la zone inférieure est abaissée et/ou l'épaisseur totale de la zone inférieure est augmentée, ce qui permet de fabriquer une zone inférieure, sur un volume plus important. Le plus grand volume de zone inférieure dans la première région permet de réduire les défauts de fabrication du premier orifice de refroidissement. Une zone inférieure, également connue sous le nom de « downskin », est notamment une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre solidifiée et qui est fabriquée avec un apport d'énergie linéique qui est inférieur à celui pour fabriquer une zone intermédiaire. In particular, the minimum length of the lower zone is lowered and / or the total thickness of the lower zone is increased, which makes it possible to manufacture a lower zone, on a larger volume. The larger lower zone volume in the first region reduces manufacturing defects of the first cooling port. A lower zone, also known under the name of "downskin", is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder and which is manufactured with a supply of linear energy which is lower than that for making a zone. intermediate.
Une zone intermédiaire, également connue sous le nom de « inskin», est notamment une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre solidifiée. Les zones intermédiaires forment la majorité du volume de la paroi. Chaque zone intermédiaire est notamment formée avec un apport d'énergie linéique qui est standard pour la fabrication de la paroi. An intermediate zone, also known under the name of “inskin”, is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder. The intermediate zones form the majority of the volume of the wall. Each intermediate zone is in particular formed with a supply of linear energy which is standard for the manufacture of the wall.
Une zone supérieure, également connue sous le nom de « upskin», est notamment une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre solidifiée et qui est fabriqué avec un apport d'énergie linéique qui est sensiblement égal à celui qui est utilisé pour fabriquer une zone intermédiaire mais avec une double exposition énergétique par rapport à la zone intermédiaire. An upper zone, also known under the name of "upskin", is in particular an area which is formed of at least one layer of solidified powder and which is manufactured with a supply of linear energy which is substantially equal to that which is used. to make an intermediate zone but with a double energy exposure compared to the intermediate zone.
Un apport d'énergie linéique correspond notamment à une quantité d'énergie délivrée à la matière, en l'occurrence de poudre, par unité de distance. A linear energy input corresponds in particular to a quantity of energy delivered to the material, in this case powder, per unit of distance.
De préférence, la zone inférieure a une longueur minimale qui est sensiblement égale à 0,05 mm. Preferably, the lower zone has a minimum length which is substantially equal to 0.05 mm.
De préférence, la zone inférieure a une épaisseur qui est sensiblement égale à 0,12 mm. Preferably, the lower zone has a thickness which is substantially equal to 0.12 mm.
Selon une autre particularité de réalisation, la première région de la paroi est fabriquée sans zone supérieure. According to another particular embodiment, the first region of the wall is manufactured without an upper zone.
Selon une autre particularité de réalisation, la première région de la paroi est fabriquée avec une épaisseur de zone supérieure qui est inférieure ou égale à 0,06 mm. According to another particular embodiment, the first region of the wall is manufactured with an upper zone thickness which is less than or equal to 0.06 mm.
En l'absence de zone supérieure ou avec une zone supérieure de plus faible épaisseur, les défauts de fabrication du premier orifice de refroidissement sont notamment réduits. In the absence of an upper zone or with an upper zone of smaller thickness, the manufacturing defects of the first cooling orifice are in particular reduced.
Selon une particularité de réalisation, la zone inférieure est située dans une portion supérieure du premier orifice de refroidissement, notamment un bord supérieur du premier orifice de refroidissement, lorsque la paroi est fabriquée sensiblement verticalement par fabrication additive sur un support. According to a particular embodiment, the lower zone is located in an upper portion of the first cooling orifice, in particular an edge top of the first cooling port, when the wall is manufactured substantially vertically by additive manufacturing on a support.
Le support est notamment un plateau de fabrication, la paroi s'étendant perpendiculairement au plateau de fabrication lors de la fabrication additive de la paroi. The support is in particular a manufacturing plate, the wall extending perpendicular to the manufacturing plate during the additive manufacturing of the wall.
Il est particulièrement difficile de réaliser la portion supérieure du premier orifice de refroidissement par fabrication additive dans la paroi sans déplacement de matière, par exemple de poudre, vers le bas. La prépondérance de la zone inférieure dans la portion supérieure de l'orifice de refroidissement facilite la réalisation de l'orifice de refroidissement. It is particularly difficult to produce the upper portion of the first cooling orifice by additive manufacturing in the wall without moving material, for example powder, downwards. The preponderance of the lower zone in the upper portion of the cooling port facilitates the realization of the cooling port.
Selon une particularité de réalisation, la zone inférieure est fabriquée par un premier apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est compris entre 0,0200 J/mm et 0,0300 J/mm. According to a particular embodiment, the lower zone is manufactured by a first input of linear energy on the powder bed which is between 0.0200 J / mm and 0.0300 J / mm.
De préférence, la zone inférieure est fabriquée par un premier apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est sensiblement égal à 0,0250 J/mm. Preferably, the lower zone is produced by a first supply of linear energy on the bed of powder which is substantially equal to 0.0250 J / mm.
Selon une autre particularité de réalisation, une zone intermédiaire autour du premier orifice de refroidissement est fabriquée par un deuxième apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm. According to another particularity of embodiment, an intermediate zone around the first cooling orifice is produced by a second input of linear energy on the bed of powder which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm.
De préférence, la zone intermédiaire autour du premier orifice de refroidissement est fabriquée par un deuxième apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est sensiblement égal à 0,1625 J/mm. Preferably, the intermediate zone around the first cooling orifice is produced by a second supply of linear energy on the bed of powder which is substantially equal to 0.1625 J / mm.
Selon une particularité de réalisation, la paroi est fabriquée autour de l'orifice de refroidissement avec une zone supérieure qui est fabriquée par un troisième apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm. According to a particular embodiment, the wall is made around the cooling orifice with an upper zone which is produced by a third input of linear energy on the bed of powder which is between 0.1300 J / mm and 0, 1950 J / mm.
De préférence, la paroi est fabriquée autour de l'orifice de refroidissement avec une zone supérieure qui est fabriquée par un troisième apport d'énergie linéique sur le lit de poudre qui est sensiblement égal à 0,1625 J/mm. Preferably, the wall is made around the cooling orifice with an upper zone which is made by a third input of linear energy on the powder bed which is substantially equal to 0.1625 J / mm.
De préférence, le troisième apport d'énergie linéique est sensiblement égal au deuxième apport d'énergie linéique avec double exposition énergétique de la zone supérieure par rapport à la zone intermédiaire. La faible valeur du premier apport d'énergie linéique par rapport au deuxième apport d'énergie linéique et/ou au troisième apport d'énergie linéique permet de fusionner/d'agglomérer moins de poudre lors de la fabrication d'une zone inférieure que lors de la fabrication d'une zone intermédiaire ou d'une zone supérieure. Il en résulte une diminution de défauts de fabrication du premier orifice de refroidissement qui est réalisé à partir d'un plus grand volume de zone inférieure. Preferably, the third input of linear energy is substantially equal to the second input of linear energy with double energy exposure of the upper zone with respect to the intermediate zone. The low value of the first input of linear energy compared to the second input of linear energy and / or the third input of linear energy makes it possible to fuse / agglomerate less powder during the manufacture of a lower zone than during the manufacture of an intermediate zone or a higher zone. This results in a decrease in manufacturing defects of the first cooling port which is made from a larger volume of lower zone.
Selon une autre particularité de réalisation, le premier orifice de refroidissement s'étend autour d'un axe longitudinal du premier orifice de refroidissement qui est sensiblement orthogonal à une surface extérieure de la paroi. According to another particular embodiment, the first cooling orifice extends around a longitudinal axis of the first cooling orifice which is substantially orthogonal to an exterior surface of the wall.
De préférence, la paroi s'étend sensiblement perpendiculairement à un plateau de fabrication lors de la fabrication additive de la paroi. Preferably, the wall extends substantially perpendicularly to a manufacturing plate during the additive manufacturing of the wall.
Il est d'autant plus difficile de réaliser un premier orifice de refroidissement par fabrication additive avec cette orientation du premier orifice de refroidissement et/ou de la paroi, et le procédé de fabrication selon l'invention est alors d'autant plus avantageux. It is all the more difficult to produce a first cooling orifice by additive manufacturing with this orientation of the first cooling orifice and / or of the wall, and the manufacturing method according to the invention is then all the more advantageous.
Selon une particularité de réalisation, le premier orifice de refroidissement est modélisé numériquement avec une surface transversale sensiblement ovale pour être fabriqué par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre avec une section transversale sensiblement circulaire. According to a particular embodiment, the first cooling orifice is digitally modeled with a substantially oval transverse surface to be manufactured by selective melting or selective sintering on a powder bed with a substantially circular cross section.
La modélisation préalable du premier orifice de refroidissement avec une forme différente de la forme voulue pour cet orifice permet notamment de tenir compte du déplacement de matière vers le bas lors de la fusion/de l'agglomération de poudre au niveau du bord supérieur du premier orifice de refroidissement. The prior modeling of the first cooling orifice with a shape different from the shape desired for this orifice makes it possible in particular to take into account the downward movement of material during the melting / agglomeration of powder at the upper edge of the first orifice. cooling.
Selon une autre particularité de réalisation, la paroi comprend au moins un deuxième orifice de refroidissement. Le deuxième orifice de refroidissement est orienté autour d'un axe longitudinal du deuxième orifice de refroidissement qui est incliné par rapport à la surface extérieure de la paroi d'un angle compris entre 5° et 45° dans au moins un plan de coupe de la paroi, de préférence environ 20°. According to another particularity of embodiment, the wall comprises at least one second cooling orifice. The second cooling port is oriented around a longitudinal axis of the second cooling port which is inclined relative to the outer surface of the wall at an angle between 5 ° and 45 ° in at least one section plane of the wall. wall, preferably about 20 °.
Le plan de coupe est notamment un plan de coupe longitudinal de la paroi qui comprend une normale à la surface extérieure de la paroi. Le procédé de fabrication additive permet notamment de réaliser un deuxième orifice de refroidissement avec une orientation, notamment une inclinaison, par rapport à la paroi qui serait difficilement réalisable avec un procédé de perçage connu de l'état de la technique, tel qu'un perçage laser. The section plane is in particular a longitudinal section plane of the wall which comprises a normal to the exterior surface of the wall. The additive manufacturing process makes it possible in particular to produce a second cooling orifice with an orientation, in particular an inclination, with respect to the wall which would be difficult to achieve with a drilling method known from the state of the art, such as a drilling laser.
Selon une particularité de réalisation, le deuxième orifice de refroidissement comprend une entrée et/ou une sortie qui comprend un arrondi. According to a particular embodiment, the second cooling orifice comprises an inlet and / or an outlet which comprises a rounding.
L'arrondi en entrée et/ou en sortie du deuxième orifice de refroidissement tend à limiter les dépôts de matière indésirables en entrée et/ou en sortie du deuxième orifice de refroidissement. The rounding at the inlet and / or outlet of the second cooling orifice tends to limit the deposits of undesirable material entering and / or leaving the second cooling orifice.
L'invention a également pour objet une chambre de combustion annulaire pourturbomachine. La chambre de combustion comprend une paroi interne, une paroi externe et un fond de chambre. La paroi interne et la paroi externe sont annulaires autour d'un axe longitudinal de la chambre de combustion. Le fond de chambre relie mécaniquement la paroi interne et la paroi externe. The subject of the invention is also an annular combustion chamber for a turbomachine. The combustion chamber includes an inner wall, an outer wall and a chamber bottom. The inner wall and the outer wall are annular about a longitudinal axis of the combustion chamber. The chamber bottom mechanically connects the inner wall and the outer wall.
Selon l'invention, au moins une première paroi parmi la paroi interne et la paroi externe comprend une première cloison et une deuxième cloison annulaires. La deuxième cloison est espacée radialement de la première cloison pour former avec la première cloison un conduit de refroidissement de la première paroi. According to the invention, at least a first wall from among the internal wall and the external wall comprises a first partition and a second annular partition. The second partition is radially spaced from the first partition to form with the first partition a duct for cooling the first wall.
Le conduit de refroidissement comprend une paroi d'entrée et une paroi de sortie qui s'étendent entre la première cloison et la deuxième cloison. Au moins l'une de la paroi d'entrée et de la paroi de sortie est traversée par au moins un orifice de refroidissement qui a une composante axiale selon l'axe longitudinal de la chambre de combustion. The cooling duct includes an inlet wall and an outlet wall which extend between the first partition and the second partition. At least one of the inlet wall and of the outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
Grâce à la chambre de combustion selon l'invention, le refroidissement de la première paroi est amélioré. En particulier, la circulation d'air de refroidissement depuis la paroi d'entrée jusqu'à la paroi de sortie du conduit de refroidissement permet d'améliorer le refroidissement de la chambre de combustion. Le conduit de refroidissement favorise notamment la circulation d'air de refroidissement en continu et de manière homogène dans la première paroi. Le refroidissement de la première paroi est d'autant plus efficace que l'air de refroidissement circulant dans le conduit de refroidissement tend à être séparé des gaz chauds de combustion, par exemple par la première cloison. Thanks to the combustion chamber according to the invention, the cooling of the first wall is improved. In particular, the circulation of cooling air from the inlet wall to the outlet wall of the cooling duct makes it possible to improve the cooling of the combustion chamber. The cooling duct promotes in particular the continuous and homogeneous circulation of cooling air in the first wall. The cooling of the first wall is all the more effective as the cooling air circulating in the cooling duct tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the first partition.
L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non. The invention may optionally include one or more of the following features combined or not.
Selon une particularité de réalisation, la paroi d'entrée est traversée par au moins un orifice de refroidissement qui a une composante axiale selon l'axe longitudinal de la chambre de combustion. La paroi de sortie est traversée par au moins un orifice de refroidissement qui a une composante axiale selon l'axe longitudinal de la chambre de combustion. According to a particular embodiment, the inlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber. The outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
Le refroidissement de la première paroi est encore amélioré en favorisant la circulation d'air de refroidissement depuis la paroi d'entrée jusqu'à la paroi de sortie à travers les orifices de refroidissement de ces deux parois. The cooling of the first wall is further improved by promoting the circulation of cooling air from the inlet wall to the outlet wall through the cooling orifices of these two walls.
Selon une autre particularité de réalisation, la première paroi est traversée par des orifices primaires d'introduction d'un flux primaire dans la chambre de combustion. According to another particularity of embodiment, the first wall is crossed by primary orifices for introducing a primary flow into the combustion chamber.
Selon une autre particularité de réalisation, la première paroi est traversée par des orifices de dilution d'introduction d'un flux de dilution dans la chambre de combustion. According to another particular embodiment, the first wall is crossed by dilution orifices for introducing a dilution flow into the combustion chamber.
En particulier, le conduit de refroidissement ne gêne pas la combustion dans la chambre de combustion, en permettant l'alimentation de la combustion par un flux primaire et/ou par un flux de dilution. In particular, the cooling duct does not interfere with the combustion in the combustion chamber, by allowing the combustion to be fed by a primary flow and / or by a dilution flow.
Selon une autre particularité de réalisation, la première cloison est traversée par au moins un orifice de refroidissement ayant une composante radiale, notamment des orifices de refroidissement qui ont une composante radiale. According to another particularity of embodiment, the first partition is crossed by at least one cooling orifice having a radial component, in particular cooling orifices which have a radial component.
Ces orifices de refroidissement avec une composante radiale permettent notamment de refroidir par film la première cloison qui est proche des gaz chauds de combustion, pour améliorer le refroidissement de la première paroi. Ces orifices de refroidissement avec une composante radiale permettent aussi d'introduire de l'air supplémentaire à l'intérieur de la chambre de combustion. Selon une particularité de réalisation, la chambre de combustion comprend un deuxième bord incliné par rapport à la paroi d'entrée pour former une ouverture qui s'évase vers l'amont et qui est conçue pour diriger du fluide de refroidissement vers l'entrée du conduit de refroidissement. These cooling orifices with a radial component make it possible in particular to cool by film the first partition which is close to the hot combustion gases, in order to improve the cooling of the first wall. These cooling orifices with a radial component also allow additional air to be introduced inside the combustion chamber. According to a particular embodiment, the combustion chamber comprises a second edge inclined relative to the inlet wall to form an opening which widens upstream and which is designed to direct cooling fluid towards the inlet of the cooling duct.
Le deuxième bord tend à accroître la quantité d'air qui circule dans le conduit de refroidissement. The second edge tends to increase the amount of air flowing through the cooling duct.
Selon une autre particularité de réalisation, la première paroi comprend un rebord de fixation pour fixer la première paroi à un carénage et/ou à un fond de chambre de chambre de combustion. Le rebord de fixation comprend un premier bord incliné par rapport à la paroi d'entrée et traversé par au moins un orifice d'introduction de fluide dans la chambre de combustion. According to another particularity of embodiment, the first wall comprises a fixing rim for fixing the first wall to a fairing and / or to a bottom of the combustion chamber chamber. The fixing rim comprises a first edge inclined relative to the inlet wall and crossed by at least one orifice for introducing fluid into the combustion chamber.
Le premier bord tend à accroître la quantité d'air introduite dans la chambre de combustion, tout en raccordant la première paroi au fond de chambre et/ou au carénage. The first edge tends to increase the quantity of air introduced into the combustion chamber, while connecting the first wall to the chamber bottom and / or to the fairing.
De préférence, le premier bord est sensiblement parallèle au deuxième bord. Preferably, the first edge is substantially parallel to the second edge.
Selon une particularité de réalisation, une étendue radiale du conduit de refroidissement rétrécit vers l'aval depuis la paroi d'entrée du conduit de refroidissement sur au moins une partie de l'étendue axiale du conduit de refroidissement. According to one particular embodiment, a radial extent of the cooling duct narrows downstream from the inlet wall of the cooling duct over at least part of the axial extent of the cooling duct.
L'air est alors accéléré dans le conduit de refroidissement, ce qui permet d'augmenter le débit de refroidissement pour refroidir la première paroi. Les pertes de pression d'air de refroidissement sont limitées lors de l'entrée de l'air de refroidissement dans le conduit de refroidissement. The air is then accelerated in the cooling duct, which makes it possible to increase the cooling flow rate to cool the first wall. Cooling air pressure losses are limited when the cooling air enters the cooling duct.
Selon une particularité de réalisation, une étendue radiale du conduit de refroidissement s'élargit vers l'aval jusqu'à la paroi de sortie du conduit de refroidissement sur au moins une partie de l'étendue axiale du conduit de refroidissement. According to a particular embodiment, a radial extent of the cooling duct widens downstream as far as the outlet wall of the cooling duct over at least part of the axial extent of the cooling duct.
Selon une autre particularité de réalisation, la paroi de sortie du conduit de refroidissement est traversée par au moins un orifice de fixation de la première paroi à une paroi de turbine pourturbomachine. Selon une autre particularité de réalisation, la paroi de sortie est orientée radialement. According to another particularity of embodiment, the outlet wall of the cooling duct is crossed by at least one orifice for fixing the first wall to a wall of a turbine for the turbomachine. According to another particular embodiment, the outlet wall is oriented radially.
La paroi de sortie permet notamment de raccorder la première paroi à une paroi de turbine, tout en évacuant l'air du conduit de refroidissement. La pression de l'air tend à augmenter à la sortie du conduit de refroidissement, notamment pour alimenter une turbine haute pression en air de refroidissement. The outlet wall makes it possible in particular to connect the first wall to a turbine wall, while evacuating the air from the cooling duct. The air pressure tends to increase at the outlet of the cooling duct, in particular to supply a high pressure turbine with cooling air.
Selon une particularité de réalisation, la première paroi comprend un raidisseur qui s'étend entre la première cloison et la deuxième cloison pour augmenter la résistance mécanique de la première paroi. According to a particular embodiment, the first wall comprises a stiffener which extends between the first partition and the second partition to increase the mechanical strength of the first wall.
La première paroi a notamment une résistance mécanique satisfaisante par rapport à une paroi pleine malgré la première cloison, la deuxième cloison et le conduit de refroidissement. The first wall has in particular a satisfactory mechanical resistance compared to a solid wall despite the first partition, the second partition and the cooling duct.
Selon une particularité de réalisation, la première paroi comprend un support pour une bougie d'allumage qui est configuré pour guider et supporter la bougie d'allumage dans la chambre de combustion. Le support est notamment monobloc avec la première paroi. According to a particular embodiment, the first wall comprises a support for a spark plug which is configured to guide and support the spark plug in the combustion chamber. The support is in particular one-piece with the first wall.
Selon une autre particularité de réalisation, la deuxième paroi parmi la paroi interne et la paroi externe comprend une troisième cloison et une quatrième cloison annulaires. La quatrième cloison est espacée radialement de la troisième cloison pour former avec la troisième cloison un deuxième conduit de refroidissement pour refroidir la deuxième paroi. According to another particular embodiment, the second wall from among the internal wall and the external wall comprises a third partition and a fourth annular partition. The fourth partition is radially spaced from the third partition to form with the third partition a second cooling duct for cooling the second wall.
Le deuxième conduit de refroidissement comprend une deuxième paroi d'entrée et une deuxième paroi de sortie qui s'étendent entre la troisième cloison et la quatrième cloison. The second cooling duct includes a second inlet wall and a second outlet wall which extend between the third partition and the fourth partition.
Au moins l'une de la deuxième paroi d'entrée et de la deuxième paroi de sortie est traversée par au moins un orifice de refroidissement qui a une composante axiale selon l'axe longitudinal de la chambre de combustion. At least one of the second inlet wall and of the second outlet wall is crossed by at least one cooling orifice which has an axial component along the longitudinal axis of the combustion chamber.
Le refroidissement de la paroi externe et le refroidissement de la paroi interne sont alors améliorés dans la chambre de combustion. L'invention concerne également une turbomachine comprenant une chambre de combustion telle que définie ci-dessus. De préférence, la turbomachine est une turbomachine d'aéronef telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur. The cooling of the outer wall and the cooling of the inner wall are then improved in the combustion chamber. The invention also relates to a turbomachine comprising a combustion chamber as defined above. Preferably, the turbomachine is an aircraft turbomachine such as a turbojet or a turboprop.
L'invention porte aussi sur un procédé de fabrication d'une chambre de combustion telle que définie ci-dessus, dans lequel la première paroi et/ou la deuxième paroi est fabriquée par fusion sélective ou par frittage sélectif sur lit de poudre, notamment par un laser. The invention also relates to a method of manufacturing a combustion chamber as defined above, in which the first wall and / or the second wall is manufactured by selective melting or by selective sintering on a powder bed, in particular by a laser.
La première paroi peut être fabriquée additivement. Elle peut avoir une forme complexe. The first wall can be made additively. It can have a complex shape.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 représente une turbomachine comprenant une paroi qui est fabriquée selon un procédé de fabrication additive selon un premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 2 est une représentation schématique partielle d'un outillage de fabrication additive qui est utilisé pour la mise en œuvre d'un procédé de fabrication additive selon le premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 3 illustre schématiquement la fabrication de la paroi sur l'outillage de fabrication additive, lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication additive selon le premier mode de réalisation ; la figure 4a illustre schématiquement la structure d'une paroi à proximité d'un orifice de refroidissement, selon un procédé de fabrication additive connu de l'état de la technique ; la figure 4b illustre schématiquement la structure de la paroi à proximité d'un orifice de refroidissement, lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication additive selon le premier mode de réalisation ; la figure 5a est une photo représentant la paroi comportant un orifice de refroidissement, qui est fabriquée par le procédé de fabrication additive connu de l'état de la technique ; la figure 5b est une photo représentant la paroi comportant un orifice de refroidissement, qui est fabriquée par le procédé de fabrication additive selon le premier mode de réalisation ; la figure 6 schématiquement la mise en œuvre du procédé de fabrication additive selon le premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 7 est une représentation schématique partielle en demi coupe longitudinale d'une chambre de combustion de turbomachine, selon un premier mode de réalisation de l'invention ; la figure 8 est une représentation schématique partielle en perspective d'une paroi externe de la chambre de combustion selon le premier mode de réalisation depuis la face interne de la paroi externe ; la figure 9 est une représentation schématique partielle de la paroi externe de la chambre de combustion selon le premier mode de réalisation depuis la face externe de la paroi externe ; la figure 10 est une représentation schématique partielle en perspective de la paroi externe et de la paroi interne de la chambre de combustion selon le premier mode de réalisation ; la figure 11 est une représentation schématique partielle d'une extrémité amont de la paroi externe de la chambre de combustion selon le premier mode de réalisation ; la figure 12 est une représentation schématique partielle d'une extrémité aval de la paroi externe de la chambre de combustion selon le premier mode de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS The present invention will be better understood on reading the description of exemplary embodiments, given purely as an indication and in no way limiting, with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 represents a turbomachine comprising a wall which is manufactured according to a additive manufacturing method according to a first embodiment of the invention; FIG. 2 is a partial schematic representation of an additive manufacturing tool which is used for the implementation of an additive manufacturing method according to the first embodiment of the invention; FIG. 3 schematically illustrates the manufacture of the wall on the additive manufacturing tooling, during the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment; FIG. 4a schematically illustrates the structure of a wall near a cooling orifice, according to an additive manufacturing process known from the state of the art; FIG. 4b schematically illustrates the structure of the wall near a cooling orifice, during the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment; FIG. 5a is a photo showing the wall comprising a cooling orifice, which is manufactured by the additive manufacturing process known from the state of the art; Fig. 5b is a photo showing the wall having a cooling port, which is manufactured by the additive manufacturing process according to the first embodiment; FIG. 6 schematically the implementation of the additive manufacturing method according to the first embodiment of the invention; FIG. 7 is a partial schematic representation in longitudinal half-section of a turbomachine combustion chamber, according to a first embodiment of the invention; FIG. 8 is a partial schematic representation in perspective of an external wall of the combustion chamber according to the first embodiment from the internal face of the external wall; FIG. 9 is a partial schematic representation of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment from the outer face of the outer wall; FIG. 10 is a partial schematic representation in perspective of the external wall and of the internal wall of the combustion chamber according to the first embodiment; FIG. 11 is a partial schematic representation of an upstream end of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment; FIG. 12 is a partial schematic representation of a downstream end of the outer wall of the combustion chamber according to the first embodiment. DETAILED PRESENTATION OF PARTICULAR EMBODIMENTS
Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre. Identical, similar or equivalent parts of the different figures bear the same numerical references so as to facilitate the passage from one figure to another.
La figure 1 représente une turbomachine 1 à double flux et double corps. La turbomachine 1 est un turboréacteur qui a une forme de révolution autour d'un l'axe longitudinal AX. FIG. 1 represents a turbomachine 1 with double flow and double body. The turbomachine 1 is a turbojet engine which has a shape of revolution around a longitudinal axis AX.
La turbomachine 1 comprend, sur le chemin d'une veine primaire 11 d'un flux primaire, une manche d'entrée d'air 2, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 7, une turbine haute pression 8 et une turbine basse pression 9. The turbomachine 1 comprises, on the path of a primary stream 11 of a primary flow, an air inlet sleeve 2, a fan 3, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 6, a combustion chamber 7, a high pressure turbine 8 and a low pressure turbine 9.
De manière générale, le terme « air » désigne tout gaz susceptible de servir de comburant dans la turbomachine 1. In general, the term “air” designates any gas capable of serving as an oxidizer in the turbomachine 1.
Le compresseur basse pression 4, le compresseur haute pression 6, la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 9 délimitent une veine secondaire 13 d'écoulement d'un flux secondaire qui les contourne. The low pressure compressor 4, the high pressure compressor 6, the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 9 delimit a secondary stream 13 for the flow of a secondary stream which bypasses them.
Le compresseur haute pression 6 et la turbine haute pression 8 sont reliées mécaniquement par un arbre d'entraînement du compresseur haute pression 6, de sorte à former un corps haute pression de la turbomachine 1. De manière similaire, le compresseur basse pression 4 et la turbine basse pression 9 sont reliées mécaniquement par un arbre de turbomachine 1, de façon à former un corps basse pression de la turbomachine 1. The high pressure compressor 6 and the high pressure turbine 8 are mechanically connected by a drive shaft of the high pressure compressor 6, so as to form a high pressure body of the turbomachine 1. Similarly, the low pressure compressor 4 and the low pressure turbine 9 are mechanically connected by a turbomachine shaft 1, so as to form a low pressure body of the turbomachine 1.
Le compresseur basse pression 4, le compresseur haute pression 6, la chambre de combustion 7, la turbine haute pression 8 et la turbine basse pression 9 sont entourés par un carénage interne qui s'étend depuis la manche d'entrée 2 jusqu'à la turbine basse pression 9. The low pressure compressor 4, the high pressure compressor 6, the combustion chamber 7, the high pressure turbine 8 and the low pressure turbine 9 are surrounded by an internal shroud which extends from the inlet sleeve 2 to the low pressure turbine 9.
Ce carénage interne est entouré par un carter externe qui délimite la turbomachine radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe longitudinal AX. Le carter externe délimite radialement vers l'extérieur la veine secondaire 13, notamment au niveau de la soufflante 3. This internal fairing is surrounded by an external casing which delimits the turbomachine radially outwards with respect to the longitudinal axis AX. The crankcase external radially outwardly delimits the secondary stream 13, in particular at the level of the fan 3.
La figure 2 représente un exemple d'outillage 20 pour la fabrication d'une pièce par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre selon un procédé de fabrication selon un premier mode de réalisation. FIG. 2 represents an example of tooling 20 for the manufacture of a part by selective melting or selective sintering on a powder bed according to a manufacturing process according to a first embodiment.
Dans le mode de réalisation représenté, la pièce est une paroi 10 pour turbomachine d'aéronef, par exemple une paroi d'une pale ou d'un rebord de turbomachine. Elle est conçue pour résister aux contraintes mécaniques et/ou thermiques particulièrement importantes lors du fonctionnement de la turbomachine. Elle est fabriquée par fabrication additive à partir d'une poudre 17 qui est typiquement en matériau métallique pour un usage aéronautique. In the embodiment shown, the part is a wall 10 for an aircraft turbomachine, for example a wall of a blade or of a flange of a turbomachine. It is designed to withstand particularly high mechanical and / or thermal stresses during operation of the turbomachine. It is manufactured by additive manufacturing from a powder 17 which is typically made of a metallic material for aeronautical use.
L'outillage 20 comporte un bac d'alimentation 23 en poudre 17, un bac de fabrication 24, dans lequel va être formé l'ébauche de paroi 10, et un troisième bac, qui peut être un bac de récupération 25 du surplus de poudre 17 ou un deuxième bac d'alimentation. The tool 20 comprises a powder feed tank 23 17, a manufacturing tank 24, in which the wall blank 10 will be formed, and a third tank, which can be a collecting tank 25 for the surplus powder. 17 or a second input tray.
Le fond de chaque bac est formé d'un plateau qui est mobile en translation sur un bras d'actionnement 26 orienté selon un axe vertical des bacs. Chaque plateau comprend une plaque métallique qui forme une embase pour la poudre 17. Le plateau 27 du bac d'alimentation est configuré pour se déplacer selon un premier axe vertical Zl-Zl qui est sensiblement parallèle au deuxième axe vertical Z2-Z2 de déplacement du plateau de fabrication 28. The bottom of each tray is formed of a tray which is movable in translation on an actuating arm 26 oriented along a vertical axis of the trays. Each tray comprises a metal plate which forms a base for the powder 17. The tray 27 of the feed tray is configured to move along a first vertical axis Zl-Zl which is substantially parallel to the second vertical axis Z2-Z2 of movement of the build plate 28.
L'actionnement du plateau 27 du bac d'alimentation permet d'amener de poudre 17 dans le bac de fabrication 24. Le plateau de fabrication 28 du bac de fabrication, en descendant, permet la création des couches 19 successives de l'ébauche de paroi 10. The actuation of the tray 27 of the feed tank allows powder 17 to be fed into the production tank 24. The production tray 28 of the production tank, going down, allows the creation of successive layers 19 of the blank. wall 10.
L'outillage 20 comporte également un moyen d'étalement 29, du type rouleau tel que celui qui est représenté à la figure 1 ou bien racleur, qui permet de pousser la poudre 17 du bac d'alimentation 23 dans le bac de fabrication 24 et d'étaler cette poudre 17, dans le bac d'alimentation 23, de manière à former une couche 19 de poudre d'épaisseur déterminée. Pour ce faire, le moyen d'étalement 29 se déplace le long d'un plan de balayage horizontal selon une direction de déplacement représentée par la flèche A allant du bac d'alimentation 23 au bac de récupération 25. Le surplus de poudre peut être récupéré dans le bac de récupération 25. The tool 20 also comprises a spreading means 29, of the roller type such as that shown in FIG. 1 or else a scraper, which makes it possible to push the powder 17 from the supply tank 23 into the manufacturing tank 24 and to spread this powder 17, in the feed tank 23, so as to form a layer 19 of powder of determined thickness. To do this, the spreading means 29 moves along a horizontal scanning plane in a direction of movement represented by the arrow A going from the feed tank 23 to the collecting tank 25. The surplus powder can be collected in the collecting tank 25.
L'outillage 20 comprend en outre un moyen de chauffage 30 configuré pour faire fondre ou pour fritter au moins une partie d'une couche 19 de poudre déposée sur le plateau de fabrication 28, de manière à obtenir, après solidification, une couche 19 de l'ébauche de paroi 10. The tool 20 further comprises a heating means 30 configured to melt or to sinter at least part of a layer 19 of powder deposited on the production plate 28, so as to obtain, after solidification, a layer 19 of powder. the wall blank 10.
Le moyen de chauffage 30 comprend par exemple un laser 31 et un ou plusieurs miroirs 32 permettant d'envoyer le faisceau laser vers les zones de la couche de poudre 17 à fusionner ou à fritter. Le bac de fabrication 24 va ainsi contenir, après le balayage de la couche de poudre 17 par un faisceau énergétique, la couche 19 de matière solidifiée qui est entourée du poudre 17 non fusionnée ou non frittée. The heating means 30 comprises, for example, a laser 31 and one or more mirrors 32 making it possible to send the laser beam to the areas of the powder layer 17 to be fused or sintered. The manufacturing tank 24 will thus contain, after the powder layer 17 has been scanned by an energy beam, the layer 19 of solidified material which is surrounded by the powder 17 which is not fused or not sintered.
L'outillage 20 comprend également un deuxième moyen de chauffage, par exemple un four 34, pour réaliser au moins un traitement thermique de l'ébauche de paroi 10, suite au refroidissement de chaque couche 19 de matière solidifiée. The tool 20 also comprises a second heating means, for example an oven 34, for carrying out at least one heat treatment of the wall blank 10, following the cooling of each layer 19 of solidified material.
En référence à la figure 3, le plateau de fabrication 28 comprend une surface extérieure inférieure SI et une surface extérieure supérieure S2 qui est opposée à la surface extérieure inférieure SI et à laquelle est fixée l'ébauche de paroi 10, suite à une étape de fabrication additive 105 de l'ébauche de paroi 10. Referring to Figure 3, the build plate 28 comprises a lower outer surface S1 and an upper outer surface S2 which is opposite the lower outer surface S1 and to which the wall blank 10 is attached, following a step of additive manufacturing 105 of the wall blank 10.
La paroi 10 comprend une extrémité inférieure 10a, une extrémité supérieure 10b qui est opposée à l'extrémité inférieure 10a, et un corps 12 qui s'étend depuis l'extrémité inférieure 10a jusqu'à l'extrémité supérieure 10b. Elle comprend un premier plat qui est délimité par une première surface latérale S3 et un deuxième plat qui est délimitée par une deuxième surface latérale S4 qui est opposée à la première surface latérale S3. The wall 10 includes a lower end 10a, an upper end 10b which is opposite the lower end 10a, and a body 12 which extends from the lower end 10a to the upper end 10b. It comprises a first flat which is delimited by a first lateral surface S3 and a second flat which is delimited by a second lateral surface S4 which is opposite to the first lateral surface S3.
Dans le mode de réalisation représenté, la paroi 10 a une forme générale de plaque et la deuxième surface latérale S4 est sensiblement parallèle à la première surface latérale S3. In the embodiment shown, the wall 10 has the general shape of a plate and the second side surface S4 is substantially parallel to the first side surface S3.
Dans le présent document et en l'absence de précision contraire, une direction axiale ou longitudinale est une direction parallèle à l'axe longitudinal Z-Z de la paroi 10. L'axe longitudinal Z-Z de la paroi 10 est orienté sensiblement verticalement dans le mode de réalisation représenté. Une direction radiale ou transversale est une direction orthogonale à l'axe longitudinal Z-Z de la paroi et sécante avec cet axe. Une direction circonférentielle est définie comme une direction localement orthogonale à une direction radiale et à la direction de l'axe longitudinal Z-Z de la paroi. Une direction normale Y-Y est une direction qui est sensiblement orthogonal à la première surface latérale S3 ou à la deuxième surface latérale S4. In the present document and in the absence of any indication to the contrary, an axial or longitudinal direction is a direction parallel to the longitudinal axis ZZ of the wall 10. The longitudinal axis ZZ of the wall 10 is oriented substantially vertically in the embodiment shown. A radial or transverse direction is a direction orthogonal to the longitudinal axis ZZ of the wall and secant with this axis. A circumferential direction is defined as a direction locally orthogonal to a radial direction and to the direction of the longitudinal axis ZZ of the wall. A normal direction YY is a direction which is substantially orthogonal to the first side surface S3 or to the second side surface S4.
Lors de sa fabrication additive 105, l'ébauche de paroi 10 est fixée à son extrémité inférieure 10a au plateau de fabrication 28. Elle s'étend sensiblement perpendiculairement à la surface extérieure supérieure S2 du plateau de fabrication 28 avec lequel elle forme un angle a. During its additive manufacturing 105, the wall blank 10 is fixed at its lower end 10a to the build plate 28. It extends substantially perpendicularly to the upper outer surface S2 of the build plate 28 with which it forms an angle α .
La paroi 10 est traversée par des premiers orifices de refroidissement 40 et par des deuxièmes orifices de refroidissement 44. The wall 10 is crossed by first cooling orifices 40 and by second cooling orifices 44.
Chaque deuxième orifice de refroidissement 44 s'étend depuis une entrée 43 qui débouche à travers la première surface latérale S3 jusqu'à une sortie 45 qui débouche à travers la deuxième surface latérale S4 autour d'un axe longitudinal Rl-Rl de ce deuxième orifice de refroidissement 44. L'axe longitudinal Rl-Rl de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 est incliné par rapport à la première surface latérale S3 et par rapport à la deuxième surface latérale S4 d'un angle g qui est compris entre 5° et 45° dans au moins un plan de coupe longitudinal de la paroi 10 qui comprend la normale Y-Y à la paroi 10. Each second cooling port 44 extends from an inlet 43 which opens out through the first side surface S3 to an outlet 45 which opens out through the second side surface S4 around a longitudinal axis Rl-Rl of this second port cooling 44. The longitudinal axis Rl-Rl of each second cooling port 44 is inclined relative to the first side surface S3 and relative to the second side surface S4 by an angle g which is between 5 ° and 45 ° in at least one longitudinal section plane of the wall 10 which comprises the normal YY to the wall 10.
Dans le mode de réalisation représenté, l'axe longitudinal Rl-Rl de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 est incliné par rapport à la première surface latérale S3 et par rapport à la deuxième surface latérale S4 d'un angle g qui est sensiblement égal à 20° dans le plan de coupe longitudinal qui est représenté à la figure 3. In the embodiment shown, the longitudinal axis Rl-Rl of each second cooling port 44 is inclined relative to the first side surface S3 and relative to the second side surface S4 by an angle g which is substantially equal to 20 ° in the longitudinal section plane shown in Figure 3.
Dans le mode de réalisation représenté, l'entrée 43 de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 comprend un arrondi 43a. La sortie 45 de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 comprend un arrondi 45a. In the embodiment shown, the inlet 43 of each second cooling port 44 comprises a rounding 43a. The outlet 45 of each second cooling port 44 includes a rounding 45a.
Chaque premier orifice de refroidissement 40 s'étend depuis une entrée 41 qui débouche à travers la première surface latérale S3 jusqu'à une sortie 42 qui débouche à travers la deuxième surface latérale S4 autour d'un axe longitudinal R2-R2 de ce premier orifice de refroidissement 40. L'axe longitudinal R2-R2 de chaque premier orifice de refroidissement 40 est orienté selon un angle b qui est sensiblement perpendiculaire à la première surface latérale S3 et à la deuxième surface latérale S4 de la paroi 10. Each first cooling port 40 extends from an inlet 41 which opens out through the first side surface S3 to an outlet 42 which opens out through the second side surface S4 about a longitudinal axis R2-R2 of this first cooling orifice 40. The longitudinal axis R2-R2 of each first cooling orifice 40 is oriented at an angle b which is substantially perpendicular to the first lateral surface S3 and to the second lateral surface S4 of the wall 10.
Il est d'autant plus difficile de réaliser chacun des premiers orifices de refroidissement 40 par fabrication additive que la paroi 10 est fabriquée additivement en étant sensiblement perpendiculaire au plateau 28 de fabrication, et que l'axe longitudinal R2-R2 de chaque premier orifice de refroidissement 40 est sensiblement perpendiculaire à la première surface latérale S3 et à la deuxième surface latérale S4 de la paroi 10. En effet, le matériau de la paroi 10 tend à se déplacer vers le bas lors de la fusion/de l'agglomération de poudre 17 au niveau du bord supérieur de chacun des premiers orifices de refroidissement 40. Par ailleurs, les premiers orifices de refroidissement sont d'autant plus difficiles à réaliser qu'ils ont de faibles dimensions, par exemple un rayon rl qui est sensiblement égal à 0,25 mm et une surface Al qui est environ égale à 0,20 mm2. It is all the more difficult to produce each of the first cooling orifices 40 by additive manufacturing as the wall 10 is manufactured additively while being substantially perpendicular to the manufacturing plate 28, and as the longitudinal axis R2-R2 of each first orifice of cooling 40 is substantially perpendicular to the first side surface S3 and to the second side surface S4 of the wall 10. Indeed, the material of the wall 10 tends to move downward during the melting / agglomeration of powder. 17 at the level of the upper edge of each of the first cooling orifices 40. Furthermore, the first cooling orifices are all the more difficult to produce as they have small dimensions, for example a radius r1 which is substantially equal to 0 , 25 mm and an area Al which is approximately equal to 0.20 mm 2 .
Le procédé de fabrication 100 de la paroi 10 selon l'invention vise à remédier au moins partiellement à ces inconvénients, en modifiant les paramètres de fabrication additive de la paroi 10 autour de chaque premier orifice de refroidissement 40, et notamment à proximité des premiers orifices de refroidissement 40. The method 100 for manufacturing the wall 10 according to the invention aims to at least partially remedy these drawbacks, by modifying the additive manufacturing parameters of the wall 10 around each first cooling orifice 40, and in particular near the first orifices. cooling 40.
En référence conjointe aux figures 3, 4b, 5b et 6, la paroi 10 est fabriquée additivement avec des zones inférieures 19a et des zones intermédiaires 19b. Le corps 12 de la paroi est fabriquée sans zone supérieure 19c, contrairement à une paroi 10 qui serait fabriquée additivement selon un procédé connu de la technique telle que celle qui est représentée schématiquement à la figure 4a. With reference to FIGS. 3, 4b, 5b and 6, the wall 10 is manufactured in addition with lower zones 19a and intermediate zones 19b. The body 12 of the wall is manufactured without an upper zone 19c, unlike a wall 10 which would be manufactured additively according to a process known in the art such as that which is shown schematically in FIG. 4a.
Dans le présent exposé, une zone inférieure 19a, également connue sous le nom de « downskin », est une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre 17 solidifiée et qui est fabriquée avec un apport d'énergie linéique Ea qui est inférieur à celui pour fabriquer une zone intermédiaire 19b. In the present disclosure, a lower zone 19a, also known under the name of "downskin", is a zone which is formed of at least one solidified powder layer 17 and which is manufactured with a linear energy input Ea which is lower than that for making an intermediate zone 19b.
Une zone intermédiaire 19b, également connue sous le nom de « inskin», est notamment une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre 17 solidifiée. Les zones intermédiaires 19b forment la majorité du volume de la paroi 10. Chaque zone intermédiaire 19b est notamment formée avec un apport d'énergie linéique Eb qui est standard pour la fabrication de la paroi 10. An intermediate zone 19b, also known under the name of “inskin”, is in particular a zone which is formed of at least one layer of solidified powder 17. The intermediate zones 19b form the majority of the volume of the wall 10. Each zone intermediate 19b is in particular formed with a supply of linear energy Eb which is standard for the manufacture of the wall 10.
Une zone supérieure 19c, également connue sous le nom de « upskin», est notamment une zone qui est formée d'au moins une couche de poudre 17 solidifiée et qui est fabriqué avec un apport d'énergie linéique Ec qui est sensiblement égal à celui qui est utilisé pour fabriquer une zone intermédiaire 19b mais avec une double exposition énergétique par rapport à la zone intermédiaire 19b. An upper zone 19c, also known under the name of “upskin”, is in particular a zone which is formed of at least one solidified powder layer 17 and which is produced with a supply of linear energy Ec which is substantially equal to that which is used to manufacture an intermediate zone 19b but with a double energy exposure with respect to the intermediate zone 19b.
Chaque zone inférieure 19a de la paroi 10, délimitant au moins partiellement un premier orifice de refroidissement 40, a une épaisseur totale ea qui est comprise entre 0,06 et 0,22 mm. Chaque zone inférieure 19a a notamment une épaisseur totale ea qui est sensiblement égale à 0,12 mm. Each lower zone 19a of the wall 10, at least partially delimiting a first cooling orifice 40, has a total thickness ea which is between 0.06 and 0.22 mm. Each lower zone 19a has in particular a total thickness ea which is substantially equal to 0.12 mm.
Dans le présent exposé, le paramètre d'épaisseur ea de chaque zone inférieure 19a est également connu sous la dénomination de « thickness of the downskin ». Il s'agit de l'épaisseur totale de la zone inférieure 19a dans au moins une section longitudinale de la paroi 10. In the present disclosure, the thickness parameter ea of each lower zone 19a is also known under the name of “thickness of the downskin”. This is the total thickness of the lower zone 19a in at least one longitudinal section of the wall 10.
Dans le mode de réalisation représenté, l'épaisseur totale ea de la zone inférieure 19a correspond à l'épaisseur de cinq couches de poudre 17 agglomérée/fusionnée dans la zone inférieure 19a. In the embodiment shown, the total thickness aa of the lower zone 19a corresponds to the thickness of five layers of powder 17 agglomerated / fused in the lower zone 19a.
Chaque zone inférieure 19a de la paroi 10, délimitant au moins partiellement un premier orifice de refroidissement 40, est fabriquée avec une longueur minimale La de zone inférieure qui est comprise entre 0,01 et 0,4 mm. Chaque zone inférieure 19a est notamment fabriquée avec un paramètre de longueur minimale La qui est sensiblement égale à 0,05 mm. Each lower zone 19a of the wall 10, at least partially delimiting a first cooling orifice 40, is manufactured with a minimum length La of the lower zone which is between 0.01 and 0.4 mm. Each lower zone 19a is in particular manufactured with a minimum length parameter La which is substantially equal to 0.05 mm.
Dans le présent exposé, le paramètre de longueur minimale La de zone inférieure est également connu sous la dénomination de « downskin minumum length ». Il s'agit de longueur minimale de solidification de poudre pour que la zone inférieure 19a puisse être formée. Le paramètre de longueur minimale La de zone inférieure est à comparer à la longueur de déplacement effectif du laser. Elle est inférieure à la longueur de déplacement effectif du laser dans la zone inférieure 19a pour permettre la fabrication de la zone inférieure 19a. Dans le mode de réalisation représenté, le paramètre de longueur minimale La correspond à la longueur minimale d'une couche de poudre fusionnée/agglomérée dans la zone inférieure 19a, dans au moins une section longitudinale de la paroi 10. In the present description, the minimum length parameter La of the lower zone is also known by the name of “downskin minumum length”. This is the minimum powder solidification length for the lower zone 19a to be formed. The minimum length parameter La in the lower zone is to be compared with the effective displacement length of the laser. It is less than the effective displacement length of the laser in the lower zone 19a to allow the manufacture of the lower zone 19a. In the embodiment shown, the minimum length parameter La corresponds to the minimum length of a layer of fused / agglomerated powder in the lower zone 19a, in at least one longitudinal section of the wall 10.
Chaque zone inférieure 19a est fabriquée par un premier apport d'énergie linéique Ea sur le lit de poudre 17 qui est compris entre 0,02 J/mm et 0,03 J/mm. Chaque zone inférieure 19a est fabriquée par un premier apport d'énergie linéique Ea sur le lit de poudre 17 qui est préférentiellement sensiblement égal à 0,0250 J/mm. Each lower zone 19a is manufactured by a first supply of linear energy Ea on the bed of powder 17 which is between 0.02 J / mm and 0.03 J / mm. Each lower zone 19a is produced by a first supply of linear energy Ea on the bed of powder 17 which is preferably substantially equal to 0.0250 J / mm.
Chaque zone intermédiaire 19b est fabriquée par un deuxième apport d'énergie linéique Eb sur le lit de poudre 17 qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm. Chaque zone intermédiaire 19b est fabriquée par un deuxième apport d'énergie linéique Eb sur le lit de poudre 17 qui est préférentiellement sensiblement égal 0,1625 J/mm. Each intermediate zone 19b is produced by a second supply of linear energy Eb on the powder bed 17 which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm. Each intermediate zone 19b is manufactured by a second supply of linear energy Eb on the bed of powder 17 which is preferably substantially equal to 0.1625 J / mm.
Plus généralement, le premier apport d'énergie linéique Ea est inférieur de sensiblement 85% au deuxième apport d'énergie linéique Eb. La faible valeur du premier apport d'énergie linéique Ea par rapport au deuxième apport d'énergie linéique Eb permet notamment de fusionner/d'agglomérer moins de poudre 17 lors de la fabrication d'une zone inférieure 19a que lors de la fabrication d'une zone intermédiaire 19b. Il en résulte une diminution de défauts de fabrication de chaque premier orifice de refroidissement 40 en augmentant le volume de la zone inférieure 19a relativement au volume de la zone intermédiaire 19b. More generally, the first input of linear energy Ea is substantially 85% lower than the second input of linear energy Eb. The low value of the first linear energy input Ea compared to the second linear energy input Eb makes it possible in particular to merge / agglomerate less powder 17 during the manufacture of a lower zone 19a than during the manufacture of an intermediate zone 19b. This results in a reduction in manufacturing defects of each first cooling orifice 40 by increasing the volume of the lower zone 19a relative to the volume of the intermediate zone 19b.
En référence conjointe aux figures 4a et 4b, la paroi 10 qui est fabriquée selon le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation se distingue d'une paroi 10 qui est fabriquée additivement selon un procédé de fabrication connu de l'état de la technique, en ce qu'elle est dépourvue de zone supérieure 19c au fond de chaque premier orifice de refroidissement 40, en ce qu'elle comprend un volume très supérieur de zone inférieure 19a qui est située au bord supérieur de chaque premier orifice de refroidissement 40, et en ce que chaque premier orifice de refroidissement 40 est délimité au niveau de son bord inférieur par une zone intermédiaire 19b. La longueur minimale La de chaque zone inférieure 19a de la paroi 10 qui est fabriquée selon le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation est par exemple inférieure de sensiblement 90% par rapport à la longueur minimale de chaque zone inférieure 19a d'une paroi 10 qui est fabriquée additivement selon un procédé de fabrication connu de l'état de la technique. La longueur minimale La de chaque zone inférieure 19a de la paroi 10 est notamment déterminée selon la direction X-X en référence conjointe aux figures 3, 4a et 4b. With reference to FIGS. 4a and 4b, the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is distinguished from a wall 10 which is manufactured additively according to a manufacturing process known to the state of the technique, in that it does not have an upper zone 19c at the bottom of each first cooling orifice 40, in that it comprises a much larger volume of lower zone 19a which is located at the upper edge of each first cooling orifice 40, and in that each first cooling orifice 40 is delimited at its lower edge by an intermediate zone 19b. The minimum length La of each lower zone 19a of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is for example less than substantially 90% compared to the minimum length of each lower zone 19a of a wall 10 which is manufactured additively according to a manufacturing process known from the state of the art. The minimum length La of each lower zone 19a of the wall 10 is in particular determined in the direction XX with joint reference to FIGS. 3, 4a and 4b.
L'épaisseur ea de l'ensemble des couches de la zone inférieure 19a de la paroi 10 qui est fabriquée selon le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation est par exemple supérieure de 200% par rapport à l'épaisseur de l'ensemble des couches d'une zone inférieure 19a d'une paroi 10 qui est fabriquée additivement selon un procédé de fabrication connu de l'état de la technique. L'épaisseur totale ea de zone inférieure 19a est notamment déterminée selon la direction Z-Z, en référence conjointe aux figures 3, 4a et 4b. The thickness ea of all the layers of the lower zone 19a of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is for example greater by 200% compared to the thickness of the l 'set of layers of a lower zone 19a of a wall 10 which is additionally manufactured according to a manufacturing process known from the state of the art. The total thickness ea of the lower zone 19a is in particular determined in the Z-Z direction, with joint reference to FIGS. 3, 4a and 4b.
Les paramètres de fabrication de chaque zone intermédiaire 19b de la paroi 10 qui est fabriquée selon le procédé de fabrication additive 100 sont sensiblement identiques aux paramètres de fabrication de zone intermédiaire 19b d'une paroi 10 qui est fabriquée additivement selon un procédé de fabrication connu de l'état de la technique. The manufacturing parameters of each intermediate zone 19b of the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 are substantially identical to the manufacturing parameters of the intermediate zone 19b of a wall 10 which is manufactured additively according to a known manufacturing process of state of the art.
Comme indiqué précédemment, la paroi 10 qui est fabriquée selon le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation ne comprend pas de zones supérieures 19c. As indicated above, the wall 10 which is manufactured according to the additive manufacturing process 100 according to the first embodiment does not include upper zones 19c.
En référence conjointe aux figures 5a et 5b, le troisième orifice de refroidissement 46 qui est représenté à la figure 5a se distingue du premier orifice de refroidissement 40 qui est représenté à la figure 5b par son procédé de fabrication additive. With reference to Figures 5a and 5b, the third cooling port 46 which is shown in Figure 5a differs from the first cooling port 40 which is shown in Figure 5b by its additive manufacturing process.
En référence à la figure 4a, le troisième orifice de refroidissement 46 comprend seulement deux couches dans la zone inférieure 19a qui est située exclusivement sur un bord supérieur du troisième orifice de refroidissement 46. Il comprend quatre couches dans la zone supérieure 19c qui est située exclusivement dans un bord inférieur du troisième orifice de refroidissement 46. En référence à la figure 5a, le troisième orifice de refroidissement 46 qui traverse une paroi 10 qui est fabriquée selon un procédé de fabrication connu de l'état de la technique, a un bord qui présente une forme assez irrégulière. Il comporte des effondrements de matière au niveau de son bord supérieur. Par ailleurs, il comporte des dépôts de matière intempestifs importants au fond du troisième orifice de refroidissement 46. Le troisième orifice de refroidissement 46 comprend par exemple un rayon r2 qui est sensiblement égal à 0,25 mm et une surface A2 qui est environ égale à 0,19 mm2. Referring to figure 4a, the third cooling port 46 comprises only two layers in the lower zone 19a which is located exclusively on an upper edge of the third cooling port 46. It comprises four layers in the upper zone 19c which is exclusively located. in a lower edge of the third cooling port 46. With reference to FIG. 5a, the third cooling orifice 46 which passes through a wall 10 which is manufactured according to a manufacturing method known from the state of the art, has an edge which has a rather irregular shape. It has material collapses at its upper edge. Furthermore, it comprises significant untimely material deposits at the bottom of the third cooling orifice 46. The third cooling orifice 46 comprises for example a radius r2 which is substantially equal to 0.25 mm and an area A2 which is approximately equal to 0.19 mm 2 .
En référence à la figure 4b, le bord supérieur du premier orifice de refroidissement 40 comprend cinq couches de poudre agglomérée/fusionnée dans la zone inférieure 19a qui est située exclusivement sur un bord supérieur du premier orifice de refroidissement 40. L'épaisseur totale ea de la zone inférieure 19a du premier orifice de refroidissement 40 est significativement plus élevée que celle de la zone inférieure 19a du troisième orifice de refroidissement 46, du fait du nombre plus élevé de couches de la zone inférieure 19a du premier orifice de refroidissement 40. Le bord inférieur du premier orifice de refroidissement 40 est formé par une zone intermédiaire 19b. Le bord du premier orifice de refroidissement 40 est dépourvu de zone supérieure 19c, contrairement au troisième orifice de refroidissement 46. Referring to Figure 4b, the upper edge of the first cooling port 40 comprises five layers of agglomerated / fused powder in the lower area 19a which is located exclusively on an upper edge of the first cooling port 40. The total thickness aa of the lower zone 19a of the first cooling port 40 is significantly higher than that of the lower zone 19a of the third cooling port 46, due to the higher number of layers of the lower zone 19a of the first cooling port 40. The edge lower part of the first cooling orifice 40 is formed by an intermediate zone 19b. The edge of the first cooling port 40 does not have an upper zone 19c, unlike the third cooling port 46.
La longueur minimale La de chaque couche de la zone inférieure 19a de la paroi 10 autour de chaque premier orifice de refroidissement 40 du mode de réalisation de la figure 4b est inférieure, selon la direction horizontale aux figures 4a et 4b, à la longueur minimale de chaque couche de la zone inférieure 19a du mode de réalisation de la figure 4a. The minimum length La of each layer of the lower zone 19a of the wall 10 around each first cooling port 40 of the embodiment of FIG. 4b is less, in the horizontal direction in FIGS. 4a and 4b, than the minimum length of each layer of the lower area 19a of the embodiment of Figure 4a.
En référence à la figure 5b, le premier orifice de refroidissement 40 qui est fabriquée selon un procédé de fabrication 100 selon le premier mode de réalisation, a une forme plus régulière, notamment au niveau de son bord supérieur et au fond du premier orifice de refroidissement 40. Le rayon rl du premier orifice de refroidissement 40 est sensiblement égal au r2 du troisième orifice de refroidissement 46. La surface Al du premier orifice de refroidissement est supérieure d'environ 15% à la surface A2 du troisième orifice de refroidissement 46, du fait du bord plus régulier du premier orifice de refroidissement 40. Le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation est maintenant décrit plus en détail, en référence notamment à la figure 6. Referring to Figure 5b, the first cooling port 40 which is manufactured according to a manufacturing process 100 according to the first embodiment, has a more regular shape, in particular at its upper edge and at the bottom of the first cooling port 40. The radius r1 of the first cooling port 40 is substantially equal to the r2 of the third cooling port 46. The area A1 of the first cooling port is approximately 15% greater than the area A2 of the third cooling port 46, of the makes the edge of the first cooling port 40 more even. The additive manufacturing process 100 according to the first embodiment is now described in more detail, with particular reference to FIG. 6.
Le procédé de fabrication 100 comprend tout d'abord une étape 101 de détermination des paramètres de fabrication additive de la paroi 10, notamment la valeur de la longueur minimale La de chaque zone inférieure 19a, la valeur du paramètre d'épaisseur ea de l'ensemble des couches de la zone inférieure 19a, la valeur du premier apport d'énergie linéique Ea et la valeur du deuxième apport d'énergie linéique Eb. The manufacturing method 100 firstly comprises a step 101 of determining the additive manufacturing parameters of the wall 10, in particular the value of the minimum length La of each lower zone 19a, the value of the thickness parameter ea of the all the layers of the lower zone 19a, the value of the first input of linear energy Ea and the value of the second input of linear energy Eb.
Le procédé de fabrication additive 100 comprend ensuite une modélisation numérique 103 de chaque premier orifice de refroidissement 40 avec une surface transversale sensiblement ovale pour que chaque premier orifice de refroidissement 40 soit fabriqué avec une section transversale sensiblement circulaire. The additive manufacturing process 100 then includes digital modeling 103 of each first cooling port 40 with a substantially oval cross-sectional area so that each first cooling port 40 is fabricated with a substantially circular cross section.
Cette modélisation numérique 103 de chaque premier orifice de refroidissement 40 avec une surface de forme différente de la forme voulue pour cet orifice permet notamment de tenir compte du déplacement de matière vers le bas lors de la fusion/de l'agglomération de poudre 17 au niveau du bord supérieur de chaque premier orifice de refroidissement 40. This digital modeling 103 of each first cooling orifice 40 with a surface of a shape different from the shape desired for this orifice makes it possible in particular to take into account the downward movement of material during the melting / agglomeration of powder 17 at the level from the top edge of each first cooling port 40.
Le procédé de fabrication 100 se poursuit par une étape de fabrication additive 105 couche par couche de la paroi 10 par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre 17, notamment par un laser. Les premiers orifices de refroidissement 40 et les deuxièmes orifices de refroidissement 44 sont réalisés à travers la paroi 10 simultanément à la fabrication de la paroi 10. The manufacturing process 100 continues with an additive manufacturing step 105 layer by layer of the wall 10 by selective melting or selective sintering on a powder bed 17, in particular by a laser. The first cooling ports 40 and the second cooling ports 44 are made through the wall 10 simultaneously with the manufacture of the wall 10.
Le faisceau énergétique qui est appliqué sur le lit de poudre 17 pour former chaque zone inférieure 19a et chaque zone intermédiaire 19b est déplacé linéairement avec des mouvements de va et vient. Suite à l'étape de fabrication additive 105, l'ébauche de paroi 10 est fixée à son extrémité inférieure 10a au plateau de fabrication 28. The energy beam which is applied to the powder bed 17 to form each lower zone 19a and each intermediate zone 19b is moved linearly with back and forth movements. Following the additive manufacturing step 105, the wall blank 10 is fixed at its lower end 10a to the manufacturing plate 28.
Le procédé de fabrication additive 100 selon le premier mode de réalisation permet notamment de réaliser chaque deuxième orifice de refroidissement 44 avec une orientation par rapport à chacune des surfaces latérales S3, S4 qui serait difficilement réalisable avec un procédé de perçage connu de l'état de la technique, tel qu'un perçage laser, notamment lorsque l'angle g est inférieur ou égal à 20°. The additive manufacturing method 100 according to the first embodiment makes it possible in particular to produce each second cooling orifice 44 with an orientation relative to each of the side surfaces S3, S4 which would be difficult to achieve with a drilling method known from the state of the art, such as laser drilling, in particular when the angle g is less than or equal to 20 °.
L'arrondi 43a en entrée de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 tend à limiter les dépôts de matière indésirables en entrée 43 de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 lors de la fabrication additive 105. L'arrondi 45a en sortie de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 tend à limiter les dépôts de matière indésirables en sortie 45 de chaque deuxième orifice de refroidissement 44 lors de la fabrication additive 105. The rounding 43a at the inlet of each second cooling orifice 44 tends to limit deposits of unwanted material at the inlet 43 of each second cooling orifice 44 during additive manufacturing 105. The rounding 45a at the outlet of each second cooling orifice 44 tends to limit the deposits of unwanted material at the outlet 45 of each second cooling port 44 during additive manufacturing 105.
L'étape de fabrication additive 105 comprend un refroidissement rapide de l'ébauche de paroi 10, suite à la fusion ou au frittage de la poudre 17, ce qui est susceptible de générer des contraintes mécaniques, notamment des retraits, ainsi que des variations de structures dans l'ébauche de paroi 10. The additive manufacturing step 105 comprises rapid cooling of the wall blank 10, following the melting or sintering of the powder 17, which is liable to generate mechanical stresses, in particular shrinkage, as well as variations in structures in the wall blank 10.
Le procédé de fabrication 100 comprend un chauffage 106, 108 de l'ébauche de paroi 10. Ce chauffage 106 comprend notamment un premier traitement thermique de détentionnement qui vise à réduire les contraintes thermiques, les contraintes mécaniques résiduelles et les variations structurelles qui ont été générées dans l'ébauche de paroi 10 lors de l'étape de fabrication additive 105. Ce chauffage 106, 108 peut aussi comprendre un deuxième traitement thermique 108 pour augmenter la solidité et/ou la durée de vie de l'ébauche de paroi 10. Le chauffage 106, 108 a typiquement lieu à une température supérieure à 1000°C. The manufacturing process 100 comprises heating 106, 108 of the wall blank 10. This heating 106 comprises in particular a first thermal stress treatment which aims to reduce the thermal stresses, the residual mechanical stresses and the structural variations which have been generated. in the wall blank 10 during the additive manufacturing step 105. This heater 106, 108 may also include a second heat treatment 108 to increase the strength and / or the life of the wall blank 10. The heating 106, 108 typically takes place at a temperature above 1000 ° C.
Le procédé de fabrication 100 de la paroi 10 comporte enfin un usinage 110 de l'ébauche de paroi 10, notamment pour séparer l'extrémité inférieure 10a de l'ébauche de paroi 10 du plateau de fabrication 28. Cet usinage 110 comprend par exemple un usinage par électro érosion de la paroi 10. The method 100 for manufacturing the wall 10 finally comprises a machining 110 of the wall blank 10, in particular to separate the lower end 10a of the wall blank 10 from the production plate 28. This machining 110 comprises for example a EDM machining of the wall 10.
Le procédé de fabrication 100 peut également comporter un usinage 112 du plateau de fabrication 28. Cet usinage 112 comprend par exemple un usinage par électro érosion, une rectification, ou un sablage du plateau de fabrication 28 en vue de la fabrication d'une autre paroi 10. The manufacturing process 100 can also include a machining 112 of the build plate 28. This machining 112 comprises for example a machining by electro erosion, a grinding, or a sandblasting of the build plate 28 with a view to the manufacture of another wall. 10.
Grâce au procédé de fabrication additive 100 selon l'invention, la fabrication de la paroi 10 de turbomachine avec au moins un premier orifice de refroidissement 40 de faibles dimensions est facilitée. La géométrie de chaque premier orifice de refroidissement 40 est notamment améliorée. Le procédé de fabrication additive 100 selon l'invention permet notamment de réaliser des premiers orifices de refroidissement 40 avec un rayon rl plus faible. Thanks to the additive manufacturing method 100 according to the invention, the manufacture of the wall 10 of the turbomachine with at least a first orifice of cooling 40 of small dimensions is facilitated. The geometry of each first cooling orifice 40 is in particular improved. The additive manufacturing process 100 according to the invention makes it possible in particular to produce first cooling orifices 40 with a smaller radius r1.
Le procédé de fabrication 100 de la paroi 10 tend à être plus reproductible. Il favorise aussi la réalisation des premiers orifices de refroidissement 40 qui ont des géométries plus uniformes dans la paroi 10. The method of making 100 wall 10 tends to be more reproducible. It also promotes the production of the first cooling orifices 40 which have more uniform geometries in the wall 10.
En particulier, la longueur minimale La de chaque zone inférieure 19a est abaissée lors de la mise en œuvre du procédé de fabrication 100 et l'épaisseur de chaque zone inférieure 19a est augmentée. La paroi 10 est alors fabriquée avec des zones inférieures 19a sur un volume plus important relativement au volume des zones intermédiaires 19b, en l'absence notamment de zone supérieure 19c, à proximité de chacun des premiers orifices de refroidissement 40. Il en résulte une géométrie plus précise, plus uniforme et plus facilement reproductible de chaque premier orifice de refroidissement 40, notamment une réduction des défauts de fabrication de chaque premier orifice de refroidissement 40. In particular, the minimum length La of each lower zone 19a is lowered during the implementation of the manufacturing method 100 and the thickness of each lower zone 19a is increased. The wall 10 is then manufactured with lower zones 19a over a larger volume relative to the volume of the intermediate zones 19b, in particular in the absence of an upper zone 19c, near each of the first cooling orifices 40. This results in a geometry. more precise, more uniform and more easily reproducible of each first cooling port 40, in particular a reduction in the manufacturing defects of each first cooling port 40.
En l'absence de zone supérieure 19c, les défauts de fabrication de chaque premier orifice de refroidissement 40 sont réduits. En particulier, les dépôts de matière intempestifs au fond de chaque premier orifice de refroidissement 40 en l'absence de zones supérieures 19c sont limités. In the absence of an upper zone 19c, the manufacturing defects of each first cooling port 40 are reduced. In particular, untimely material deposits at the bottom of each first cooling orifice 40 in the absence of upper zones 19c are limited.
La figure 7 représente de manière schématique une chambre de combustion 2 d'une turbomachine d'aéronef. La chambre de combustion 2 est annulaire autour d'un axe longitudinal X-X de la turbomachine. FIG. 7 schematically represents a combustion chamber 2 of an aircraft turbomachine. The combustion chamber 2 is annular around a longitudinal axis X-X of the turbomachine.
Elle comporte une paroi de carter extérieure 22 et une paroi de carter intérieure 24, un carénage 27, une paroi externe 25 et une paroi interne 26 qui sont réunies par un fond de chambre 28. It comprises an outer casing wall 22 and an inner casing wall 24, a shroud 27, an outer wall 25 and an inner wall 26 which are joined by a chamber bottom 28.
La paroi externe 25, la paroi interne 26, le carénage 27 et le fond de chambre 28 délimitent conjointement un tube à flamme de la chambre de combustion, à l'intérieur duquel se produit la combustion de la chambre de combustion 2. La chambre de combustion 2 comprend également au moins une bougie d'allumage 6, des injecteurs 5, des systèmes d'injection 3 et un diffuseur 7. The outer wall 25, the inner wall 26, the shroud 27 and the chamber bottom 28 jointly define a flame tube of the combustion chamber, inside which the combustion of the combustion chamber 2 takes place. The combustion chamber 2 also comprises at least one spark plug 6, injectors 5, injection systems 3 and a diffuser 7.
La paroi de carter extérieure 22 délimite la chambre de combustion 2 radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. La paroi de carter intérieure 24 délimite la chambre de combustion 2 radialement vers l'intérieur par rapport à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Elle est raccordée mécaniquement à une virole intérieure de fixation 90 de la paroi interne 26. The outer casing wall 22 delimits the combustion chamber 2 radially outwardly relative to the longitudinal axis X-X of the turbomachine. The inner casing wall 24 delimits the combustion chamber 2 radially inwardly with respect to the longitudinal axis X-X of the turbomachine. It is mechanically connected to an internal fixing ferrule 90 of the internal wall 26.
La paroi de carter extérieure 22 délimite avec la paroi externe 25 un premier passage 21 d'écoulement d'air. De même, la paroi de carter intérieure 24 définit avec la paroi interne de chambre 26 un deuxième passage 23 d'écoulement d'air. The outer casing wall 22 defines with the outer wall 25 a first air flow passage 21. Likewise, the inner casing wall 24 defines with the inner chamber wall 26 a second air flow passage 23.
Dans l'ensemble de l'exposé, une direction longitudinale ou axiale est une direction qui est sensiblement parallèle à l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Une direction radiale est une direction qui est sensiblement orthogonale à l'axe longitudinal X- X de la turbomachine et qui est sécante avec cet axe. Une direction circonférentielle est une direction autour de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. Throughout the description, a longitudinal or axial direction is a direction which is substantially parallel to the longitudinal axis X-X of the turbomachine. A radial direction is a direction which is substantially orthogonal to the longitudinal axis X-X of the turbomachine and which intersects with this axis. A circumferential direction is a direction around the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
Une direction « amont » et la direction « aval » sont définies par la direction générale d'écoulement de l'air et du carburant dans la chambre de combustion 2. Cette direction correspond également sensiblement à la direction générale d'écoulement des gaz d'échappement dans la turbomachine. An “upstream” direction and the “downstream” direction are defined by the general direction of flow of the air and of the fuel in the combustion chamber 2. This direction also corresponds substantially to the general direction of flow of the gases from the combustion chamber. exhaust in the turbomachine.
De manière générale, le terme « air » désigne tout gaz susceptible de servir de comburant dans la chambre de combustion 2 de turbomachine. In general, the term “air” designates any gas capable of serving as an oxidizer in the combustion chamber 2 of a turbomachine.
La paroi externe 25 et la paroi interne 26 sont des parois de révolution qui sont coaxiales autour de l'axe longitudinal de turbomachine X-X, en étant symétriques par rapport à un axe longitudinal Y-Y du système d'injection 3 qui est représenté à la figure 7. Elles peuvent s'étendre chacune sur 360° autour de l'axe longitudinal de turbomachine X-X ou être segmentées angulairement. The outer wall 25 and the inner wall 26 are walls of revolution which are coaxial around the longitudinal axis of the turbomachine XX, being symmetrical with respect to a longitudinal axis YY of the injection system 3 which is shown in FIG. 7 They can each extend over 360 ° around the longitudinal axis of the turbomachine XX or be angularly segmented.
La paroi externe 25 et la paroi interne 26 comprennent chacune des orifices primaires 81 d'introduction d'un flux d'air primaire dans le tube à flamme et des orifices de dilution 82 d'introduction d'un flux d'air de dilution dans le tube à flamme. Elles seront décrites chacune en détail ci-dessous. Le carénage 27 s'étend depuis la paroi externe 25 et la paroi interne 26 vers l'amont en étant situé en amont du fond de chambre 28. Il comporte des ouvertures centrales de logement des systèmes d'injection 3 et des injecteurs 5 correspondants. The outer wall 25 and the inner wall 26 each comprise primary orifices 81 for introducing a flow of primary air into the flame tube and dilution ports 82 for introducing a flow of dilution air into the flame tube. the flame tube. They will each be described in detail below. The fairing 27 extends from the outer wall 25 and the inner wall 26 upstream, being located upstream of the chamber bottom 28. It comprises central openings for housing the injection systems 3 and the corresponding injectors 5.
Le fond de chambre 28 comporte des ouvertures de montage des systèmes d'injection 3 dans desquels sont engagés les injecteurs de carburant 5. The chamber bottom 28 has openings for mounting the injection systems 3 in which the fuel injectors 5 are engaged.
Chaque bougie d'allumage 6 est montée à travers la paroi externe 25 de la chambre de combustion. Elle s'étend transversalement à cette paroi en ayant son axe longitudinal Z-Z qui est sensiblement orthogonal à l'axe longitudinal Y-Y du système d'injection 3 de l'injecteur 5 représenté qui est situé à proximité de la bougie d'allumage 6. Each spark plug 6 is mounted through the outer wall 25 of the combustion chamber. It extends transversely to this wall having its longitudinal axis Z-Z which is substantially orthogonal to the longitudinal axis Y-Y of the injection system 3 of the injector 5 shown which is located near the spark plug 6.
La bougie d'allumage 6 sert à enflammer la nappe de mélange d'air et de carburant dans la chambre de combustion 2, pour que la flamme se propage ensuite aux nappes de mélange d'air et de carburant voisines, pour allumer la chambre de combustion 2. The spark plug 6 serves to ignite the layer of air and fuel mixture in the combustion chamber 2, so that the flame then spreads to the neighboring layers of air and fuel mixture, to ignite the chamber. combustion 2.
Les systèmes d'injection 3 sont montés sur le fond de chambre 28 en étant espacés les uns des autres selon une direction circonférentielle. The injection systems 3 are mounted on the chamber bottom 28 being spaced apart from each other in a circumferential direction.
Chaque système d'injection 3 comprend d'amont en aval une traversée coulissante 34, une vrille 32, un venturi 35, et un bol mélangeur 31. La traversée coulissante 34, la vrille 32 et le bol mélangeur 31 forment conjointement des moyens d'alimentation en air 30 pour produire une nappe de mélange air-carburant avec le carburant injecté par l'injecteur 5 correspondant. Each injection system 3 comprises from upstream to downstream a sliding bushing 34, a swirler 32, a venturi 35, and a mixing bowl 31. The sliding bush 34, the twist 32 and the mixing bowl 31 jointly form means of air supply 30 to produce a sheet of air-fuel mixture with the fuel injected by the corresponding injector 5.
Chaque système d'injection 3 est raccordé à un des injecteurs 5 de carburant qui est monté dans la traversée coulissante 34 au niveau d'un nez d'injecteur. La traversée coulissante 34 peut comporter des trous d'alimentation en air. Each injection system 3 is connected to one of the fuel injectors 5 which is mounted in the sliding bushing 34 at the level of an injector nose. The sliding bushing 34 may include air supply holes.
La vrille 32 est montée solidaire du bol mélangeur 31. Elle comporte généralement un premier étage d'aubes et un deuxième étage d'aubes, qui ont pour fonction d'entraîner l'air en rotation autour de l'axe Y-Y du système d'injection 3. Les aubes du premier étage d'aubes de la vrille 32 peuvent tourner dans le même sens ou en sens contraire de celles du deuxième étage d'aubes de la vrille 32. The auger 32 is mounted integral with the mixing bowl 31. It generally comprises a first stage of blades and a second stage of blades, the function of which is to drive the air in rotation around the YY axis of the system. injection 3. The blades of the first blade stage of the spinner 32 can rotate in the same direction or in the opposite direction of those of the second stage of blades of the spinner 32.
Le bol mélangeur 31 présente une forme évasée sensiblement de révolution autour de l'axe longitudinal Y-Y du système d'injection 3. Il comprend des trous traversants pour alimenter la chambre de combustion 2 en air. Il est fixé au fond de chambre 28. The mixing bowl 31 has a flared shape substantially of revolution around the longitudinal axis YY of the injection system 3. It comprises holes feedthroughs to supply the combustion chamber 2 with air. It is fixed to the bottom of chamber 28.
Le diffuseur 7 est configuré pour alimenter la chambre de combustion 2, notamment les systèmes d'injection 3, les orifices primaires 81 et les orifices de dilution 82, en air chaud sous pression selon la flèche A. The diffuser 7 is configured to supply the combustion chamber 2, in particular the injection systems 3, the primary orifices 81 and the dilution orifices 82, with hot air under pressure according to arrow A.
Cet air sous pression sert notamment à la combustion ou au refroidissement de la chambre de combustion 2. Une partie de cet air est introduit dans la chambre de combustion 2 au niveau de l'ouverture centrale du carénage 27, tandis qu'une autre partie de l'air s'écoule vers les passages 21 et 23 d'écoulement d'air. L'air alimentant le système d'injection 3 s'écoule depuis l'ouverture centrale du carénage 27, à travers notamment les aubes des vrilles 32 du système d'injection représenté à la figure 7 et des trous traversants du bol mélangeur 31. L'écoulement d'air schématisé par les flèches B dans les passages 21 et 23 pénètre dans la chambre de combustion 2 par les orifices primaires 81 et les orifices de dilution 82. This pressurized air is used in particular for the combustion or for the cooling of the combustion chamber 2. A part of this air is introduced into the combustion chamber 2 at the level of the central opening of the fairing 27, while another part of air flows to the air flow passages 21 and 23. The air supplying the injection system 3 flows from the central opening of the fairing 27, in particular through the blades of the augers 32 of the injection system shown in FIG. 7 and through holes of the mixing bowl 31. L The air flow shown schematically by the arrows B in the passages 21 and 23 enters the combustion chamber 2 through the primary orifices 81 and the dilution orifices 82.
En référence conjointe aux figures 8 à 12, la paroi externe 25 comprend un premier rebord de fixation amont 70, une première cloison 40, une deuxième cloison 42, un conduit de refroidissement 41 qui est situé entre la première cloison 40 et la deuxième cloison 42, des raidisseurs 44, et un support 29 pour chaque bougie d'allumage 6. La paroi externe 25 délimite le tube à flamme de la chambre de combustion 2 radialement vers l'extérieur. With reference to FIGS. 8 to 12, the outer wall 25 comprises a first upstream fixing rim 70, a first partition 40, a second partition 42, a cooling duct 41 which is located between the first partition 40 and the second partition 42 , stiffeners 44, and a support 29 for each spark plug 6. The outer wall 25 delimits the flame tube of the combustion chamber 2 radially outwards.
Chaque support 29 de bougie d'allumage est configuré pour guider et supporter la bougie d'allumage 6 correspondante dans le tube à flamme à travers la paroi externe 25. Dans le mode de réalisation représenté, chaque support 29 de bougie d'allumage est monobloc avec la paroi externe 25. Each spark plug holder 29 is configured to guide and support the corresponding spark plug 6 in the flame tube through the outer wall 25. In the embodiment shown, each spark plug holder 29 is in one piece. with the outer wall 25.
Le premier rebord de fixation amont 70 comprend un premier bord de fixation amont 71 et un deuxième bord de fixation amont 73. Il est configuré pour fixer la paroi externe 25 au carénage 27 et/ou au fond de chambre 28. The first upstream fixing rim 70 comprises a first upstream fixing edge 71 and a second upstream fixing edge 73. It is configured to fix the outer wall 25 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28.
Le premier bord de fixation amont 71 est situé radialement vers l'intérieur par rapport au deuxième bord de fixation amont 73. Il s'étend sensiblement sur toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. Le premier bord de fixation amont 71 est incliné par rapport à la première paroi d'entrée 46 du premier conduit de refroidissement 41. The first upstream fixing edge 71 is located radially inwardly relative to the second upstream fixing edge 73. It extends substantially over the entire circumferential length of the outer wall 25. The first fixing edge upstream 71 is inclined relative to the first inlet wall 46 of the first cooling duct 41.
Le premier bord de fixation amont 71 est traversé par au moins un premier orifice 83 qui a une composante radiale et qui est situé axialement à proximité de la première entrée d'air 45 du premier conduit de refroidissement 41. Chaque premier orifice 83 sert à introduire de l'air dans le tube à flamme et/ou à refroidir le premier bord de fixation amont 71, notamment par film. Le premier bord de fixation amont 71 tend à accroître la quantité d'air introduite dans le tube à flamme de la chambre de combustion 2, tout en participant à raccorder la paroi externe 25 au fond de chambre 28 et/ou au carénage 27. The first upstream fixing edge 71 is crossed by at least a first orifice 83 which has a radial component and which is located axially near the first air inlet 45 of the first cooling duct 41. Each first orifice 83 serves to introduce air in the flame tube and / or in cooling the first upstream fixing edge 71, in particular by film. The first upstream fixing edge 71 tends to increase the quantity of air introduced into the flame tube of the combustion chamber 2, while participating in connecting the outer wall 25 to the chamber bottom 28 and / or to the fairing 27.
Dans le mode de réalisation représenté, le premier bord de fixation amont 71 est traversé par deux rangées de premiers orifices 83 qui s'étendent chacune sur sensiblement toute la longueur circonférentielle du premier bord de fixation amont 71. In the embodiment shown, the first upstream fixing edge 71 is crossed by two rows of first orifices 83 which each extend over substantially the entire circumferential length of the first upstream fixing edge 71.
Le deuxième bord de fixation amont 73 est parallèle au premier bord de fixation amont 71. Il s'étend sensiblement sur toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. Le deuxième bord de fixation amont 73 est incliné relativement à une première paroi d'entrée 46 du premier conduit de refroidissement 41 pour former une ouverture en forme générale de V qui s'évase vers l'amont. The second upstream fixing edge 73 is parallel to the first upstream fixing edge 71. It extends substantially over the entire circumferential length of the outer wall 25. The second upstream fixing edge 73 is inclined relative to a first inlet wall. 46 of the first cooling duct 41 to form a generally V-shaped opening which widens upstream.
Le deuxième bord de fixation amont 73 est conçu pour diriger de l'air de refroidissement conjointement avec la première paroi d'entrée 46 vers la première entrée d'air 45 du premier conduit de refroidissement 41, tout en permettant l'accrochage de la paroi externe 25 au carénage 27 et/ou au fond de chambre 28 avec le premier bord de fixation amont 71. Le deuxième bord de fixation amont 73 tend à accroître la quantité d'air qui circule dans le premier conduit de refroidissement 41. The second upstream fixing edge 73 is designed to direct cooling air together with the first inlet wall 46 to the first air inlet 45 of the first cooling duct 41, while allowing the wall to be hooked. external 25 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28 with the first upstream fixing edge 71. The second upstream fixing edge 73 tends to increase the quantity of air which circulates in the first cooling duct 41.
En référence plus spécifiquement aux figures 8 et 9, chacun des raidisseurs 44 de la paroi externe 25 s'étend radialement depuis la première cloison 40 jusqu'à la deuxième cloison 42. Certains des raidisseurs 44 s'étendent axialement par exemple depuis la première paroi d'entrée 46 jusqu'à la première paroi de sortie 48 du premier conduit de refroidissement 41. D'autres des raidisseurs 44 s'étendent axialement depuis les orifices de dilution 82 jusqu'à la première paroi de sortie 48. Les raidisseurs 44 servent à augmenter la résistance mécanique de la paroi externe 25. Du fait des raidisseurs 44, la paroi externe 25 peut avoir une résistance mécanique satisfaisante par rapport à une paroi externe pleine malgré la première cloison 40, la deuxième cloison 42 et le premier conduit de refroidissement 41. Referring more specifically to Figures 8 and 9, each of the stiffeners 44 of the outer wall 25 extends radially from the first partition 40 to the second partition 42. Some of the stiffeners 44 extend axially, for example from the first wall. inlet 46 to the first outlet wall 48 of the first cooling duct 41. Other stiffeners 44 extend axially from the dilution ports 82 to the first outlet wall 48. The stiffeners 44 serve to increase the mechanical strength of the outer wall 25. Due to the stiffeners 44, the outer wall 25 can have a satisfactory mechanical strength compared to a solid outer wall despite the first partition 40, the second partition 42 and the wall. first cooling duct 41.
En référence conjointe aux figures 8 à 12, la première cloison 40 de la paroi externe 25 est une cloison interne de la paroi externe 25. Elle délimite la paroi externe 25 radialement vers l'intérieur. Elle s'étend axialement depuis une extrémité amont 40a jusqu'à une extrémité aval 40b. Elle est raccordée au niveau de l'extrémité amont 40a au premier bord de fixation amont 71 et à la première paroi d'entrée 46. Elle est raccordée à l'extrémité aval 40b à la première paroi de sortie 48. Elle s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. With reference to FIGS. 8 to 12, the first partition 40 of the external wall 25 is an internal partition of the external wall 25. It defines the external wall 25 radially inwards. It extends axially from an upstream end 40a to a downstream end 40b. It is connected at the upstream end 40a to the first upstream fixing edge 71 and to the first inlet wall 46. It is connected at the downstream end 40b to the first outlet wall 48. It extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
La première cloison 40 est traversée par au moins un deuxième orifice 89 qui a une composante radiale et qui est situé axialement entre un orifice primaire 81 et l'extrémité aval 40b. Chaque deuxième orifice 89 sert à introduire de l'air dans le tube à flamme et/ou à refroidir la première cloison 40, notamment par film. The first partition 40 is crossed by at least a second orifice 89 which has a radial component and which is located axially between a primary orifice 81 and the downstream end 40b. Each second orifice 89 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the first partition 40, in particular by film.
Dans le mode de réalisation représenté, la première cloison 40 est sensiblement à équidistance de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis son extrémité amont 40a jusqu'à son extrémité aval 40b. La première cloison 40 est traversée par une pluralité de deuxièmes orifices 89 qui s'étendent axialement depuis les orifices primaires 81 jusqu'à l'extrémité aval 40b en étant répartis sensiblement uniformément. Les deuxièmes orifices 89 s'étendent sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la première cloison 40. In the embodiment shown, the first partition 40 is substantially equidistant from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from its upstream end 40a to its downstream end 40b. The first partition 40 is crossed by a plurality of second orifices 89 which extend axially from the primary orifices 81 to the downstream end 40b, being distributed substantially uniformly. The second orifices 89 extend over substantially the entire circumferential length of the first partition 40.
La première cloison 40 a une épaisseur qui est sensiblement constante depuis son extrémité amont 40a jusqu'à son extrémité aval 40b. L'épaisseur de la première cloison 40 est par exemple comprise entre 35% et 55% de l'épaisseur de la paroi externe 25. The first partition 40 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 40a to its downstream end 40b. The thickness of the first partition 40 is for example between 35% and 55% of the thickness of the outer wall 25.
La deuxième cloison 42 de la paroi externe 25 est une cloison externe de la paroi externe 25. Elle délimite notamment la paroi externe 25 radialement vers l'extérieur. La deuxième cloison 42 est espacée radialement de la première cloison 40 pour former le premier conduit de refroidissement 41 avec la première cloison 40. La deuxième cloison 42 s'étend axialement depuis une extrémité amont 42a jusqu'à une extrémité aval 42b. Elle est raccordée au niveau de l'extrémité amont 42a à la première paroi d'entrée 46. Elle est raccordée à l'extrémité aval 42b à la première paroi de sortie 48. Elle s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. The second partition 42 of the external wall 25 is an external partition of the external wall 25. It notably defines the external wall 25 radially outwards. The second partition 42 is radially spaced from the first partition 40 to form the first cooling duct 41 with the first partition 40. The second partition 42 extends axially from an upstream end 42a to a downstream end 42b. It is connected at the level of the upstream end 42a to the first inlet wall 46. It is connected at the downstream end 42b to the first outlet wall 48. It extends over substantially the entire circumferential length of the wall. external 25.
La deuxième cloison 42 est dépourvue de trous de refroidissement dans le mode de réalisation représenté. Elle n'est traversée que par le support 29 de la bougie d'allumage 6, par les orifices primaires 81 et par les orifices de dilution 82. The second partition 42 is devoid of cooling holes in the embodiment shown. It is only crossed by the support 29 of the spark plug 6, by the primary orifices 81 and by the dilution orifices 82.
Dans le mode de réalisation représenté, la deuxième cloison 42 se rapproche de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis son extrémité amont 42a jusqu'à une portion intermédiaire 43 de la deuxième cloison 42 qui est située strictement entre l'extrémité amont 42a et l'extrémité aval 42b. La portion intermédiaire 43 est notamment située axialement sensiblement à équidistance de l'extrémité amont 42a et de l'extrémité aval 42b. La deuxième cloison 42 s'éloigne de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis la portion intermédiaire 43 jusqu'à son extrémité aval 42b. In the embodiment shown, the second partition 42 approaches the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 42a to an intermediate portion 43 of the second partition 42 which is located strictly between the upstream end 42a and the downstream end 42b. The intermediate portion 43 is in particular located axially substantially equidistant from the upstream end 42a and from the downstream end 42b. The second partition 42 moves away from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from the intermediate portion 43 to its downstream end 42b.
La deuxième cloison 42 a une épaisseur qui est sensiblement constante depuis son extrémité amont 42a jusqu'à son extrémité aval 42b. L'épaisseur de la deuxième cloison 42 est par exemple comprise entre 12% et à 35% de l'épaisseur de la paroi externe 25. The second partition 42 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 42a to its downstream end 42b. The thickness of the second partition 42 is for example between 12% and 35% of the thickness of the outer wall 25.
Le premier conduit de refroidissement 41 comprend une première entrée d'air 45 et une première sortie d'air 47. Il est délimité radialement vers l'intérieur par la première cloison 40. Il est délimité radialement vers l'extérieur par la deuxième cloison 42. Il est délimité vers l'amont par l'extrémité amont 40a de la première cloison 40, par l'extrémité amont 42a de la deuxième cloison 42 et par une première paroi d'entrée 46. Il est délimité vers l'aval par l'extrémité aval 40b de la première cloison 40, par l'extrémité aval 42b de la deuxième cloison 42 et par une première paroi de sortie 48. Le premier conduit de refroidissement 41 est configuré pour refroidir la paroi externe 25, notamment par film à travers les deuxièmes orifices 89, ainsi que par contact de l'air de refroidissement avec la première cloison 40 et avec la deuxième cloison 42. L'étendue radiale du premier conduit de refroidissement 41 rétrécit vers l'aval depuis la première paroi d'entrée 46 jusqu'à la portion intermédiaire 43 de la deuxième cloison 42. Le rapport de l'étendue radiale e2 au niveau de la portion intermédiaire 43 sur l'étendue radiale el au niveau de la première paroi d'entrée 46 est par exemple comprise entre 10% et 30%. The first cooling duct 41 comprises a first air inlet 45 and a first air outlet 47. It is delimited radially inwards by the first partition 40. It is delimited radially outwards by the second partition 42. It is delimited upstream by the upstream end 40a of the first partition 40, by the upstream end 42a of the second partition 42 and by a first inlet wall 46. It is delimited downstream by l 'downstream end 40b of the first partition 40, by the downstream end 42b of the second partition 42 and by a first outlet wall 48. The first cooling duct 41 is configured to cool the outer wall 25, in particular by film through the second orifices 89, as well as by contact of the cooling air with the first partition 40 and with the second partition 42. The radial extent of the first cooling duct 41 narrows downstream from the first inlet wall 46 to the intermediate portion 43 of the second partition 42. The ratio of the radial extent e2 at the level of the intermediate portion 43 over the radial extent el at the level of the first inlet wall 46 is for example between 10% and 30%.
L'étendue radiale du premier conduit de refroidissement 41 s'agrandit vers l'aval depuis la portion intermédiaire 43 jusqu'à la première paroi de sortie 48. Le rapport de l'étendue radiale e2 au niveau de la portion intermédiaire 43 sur l'étendue radiale e3 au niveau de la première paroi de sortie 48 est par exemple comprise entre 20% et 40%. The radial extent of the first cooling duct 41 expands downstream from the intermediate portion 43 to the first outlet wall 48. The ratio of the radial extent e2 at the level of the intermediate portion 43 on the radial extent e3 at the level of the first outlet wall 48 is for example between 20% and 40%.
La première entrée d'air 45 comprend la première paroi d'entrée 46. La première paroi d'entrée 46 s'étend depuis la première cloison 40 jusqu'à la deuxième cloison 42. La première paroi d'entrée 46 est inclinée par rapport à la direction radiale vers l'amont vers la deuxième cloison 42. Elle est reliée mécaniquement au premier bord de fixation amont 71 et au deuxième bord de fixation amont 73 à proximité de l'extrémité amont 40a de la première cloison 40. La première paroi d'entrée 46 s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. The first air inlet 45 comprises the first inlet wall 46. The first inlet wall 46 extends from the first partition 40 to the second partition 42. The first inlet wall 46 is inclined relative in the radial direction upstream towards the second partition 42. It is mechanically connected to the first upstream fixing edge 71 and to the second upstream fixing edge 73 near the upstream end 40a of the first partition 40. The first wall inlet 46 extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
La première paroi d'entrée 46 est configurée pour obturer partiellement le premier conduit de refroidissement 41 vers l'amont, en régulant la vitesse et la pression de l'air à la première entrée 45. The first inlet wall 46 is configured to partially close the first cooling duct 41 upstream, by regulating the speed and pressure of the air at the first inlet 45.
La première paroi d'entrée 46 est traversée par au moins un premier orifice d'entrée 85 qui a une composante axiale. Chaque premier orifice d'entrée 85 sert à introduire de l'air sensiblement axialement dans le premier conduit de refroidissement 41 à travers la première paroi d'entrée 46. The first inlet wall 46 is crossed by at least a first inlet orifice 85 which has an axial component. Each first inlet port 85 serves to introduce air substantially axially into the first cooling duct 41 through the first inlet wall 46.
Dans le mode de réalisation représenté, la première paroi d'entrée 46 est traversée par deux rangées de premiers orifices d'entrée 85 qui s'étendent chacune sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la première paroi d'entrée 46 et qui sont espacées radialement l'une de l'autre. Chacun des premiers orifices d'entrée 85 est orienté sensiblement axialement selon l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. La première sortie 47 comprend la première paroi de sortie 48. La première paroi de sortie 48 s'étend depuis la première cloison 40 jusqu'à la deuxième cloison 42. Elle est orientée sensiblement radialement en servant d'appui plan à une bride de fixation à une paroi de turbine à laquelle elle est destinée à être raccordée. La première paroi de sortie 48 s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi externe 25. In the embodiment shown, the first inlet wall 46 is crossed by two rows of first inlet ports 85 which each extend over substantially the entire circumferential length of the first inlet wall 46 and which are radially spaced apart. one from the other. Each of the first inlet orifices 85 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine. The first outlet 47 comprises the first outlet wall 48. The first outlet wall 48 extends from the first partition 40 to the second partition 42. It is oriented substantially radially, serving as a flat support for a fixing flange. to a turbine wall to which it is intended to be connected. The first outlet wall 48 extends over substantially the entire circumferential length of the outer wall 25.
La première paroi de sortie 48 est configurée pour obturer partiellement le premier conduit de refroidissement 41 vers l'aval, en régulant la vitesse et la pression de l'air à la première sortie 47. Elle est configurée pour raccorder mécaniquement la paroi externe 25 à la bride de fixation de la paroi de turbine. The first outlet wall 48 is configured to partially shut off the first cooling duct 41 downstream, by regulating the speed and pressure of the air at the first outlet 47. It is configured to mechanically connect the outer wall 25 to the downstream side. the turbine wall mounting flange.
La première paroi de sortie 48 est traversée par au moins un premier orifice de sortie 87 qui a une composante axiale. Chaque premier orifice de sortie 87 sert à faire sortir de l'air sensiblement axialement dans le premier conduit de refroidissement 41 à travers la première paroi de sortie 48. La première paroi de sortie 48 est traversée par au moins un premier orifice de fixation 74 de la paroi externe 25 à une paroi de turbine de la turbomachine, par exemple une paroi de turbine haute pression de turbomachine. Chaque orifice de fixation 74 est destiné à recevoir un organe de fixation tel qu'une vis d'un écrou pour fixer la paroi externe 25 à la paroi de turbine. The first outlet wall 48 is crossed by at least a first outlet port 87 which has an axial component. Each first outlet port 87 serves to cause air to exit substantially axially in the first cooling duct 41 through the first outlet wall 48. The first outlet wall 48 is crossed by at least a first fixing port 74 of the outer wall 25 to a wall of the turbine of the turbomachine, for example a wall of a high pressure turbine of a turbomachine. Each fixing hole 74 is intended to receive a fixing member such as a screw of a nut for fixing the outer wall 25 to the turbine wall.
Dans le mode de réalisation représenté, la première paroi de sortie 48 est traversée par une rangée de premiers orifices de sortie 87 qui s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la première paroi de sortie 48. Chacun des premiers orifices de sortie 87 est orienté sensiblement axialement selon l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. La première paroi de sortie 48 est traversée par une rangée de premiers orifices de fixation 74 qui s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la première paroi de sortie 48 et qui est espacée radialement de la rangée de premiers orifices de sortie 87. In the embodiment shown, the first outlet wall 48 is crossed by a row of first outlet ports 87 which extends over substantially the entire circumferential length of the first outlet wall 48. Each of the first outlet ports 87 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine. The first outlet wall 48 is crossed by a row of first attachment holes 74 which extends over substantially the entire circumferential length of the first outlet wall 48 and which is radially spaced from the row of first outlet holes 87.
En référence à la figure 10, la paroi interne 26 comprend un deuxième rebord de fixation amont 72, une troisième cloison 50, une quatrième cloison 52, un deuxième conduit de refroidissement 51 qui est situé entre la troisième cloison 50 et la quatrième cloison 52, des raidisseurs (non représentés) et une virole intérieure de fixation 90. La paroi interne 26 délimite le tube à flamme de la chambre de combustion 2 radialement vers l'intérieur. Referring to Figure 10, the internal wall 26 comprises a second upstream fixing rim 72, a third partition 50, a fourth partition 52, a second cooling duct 51 which is located between the third partition 50 and the fourth partition 52, stiffeners (not shown) and an inner fixing ferrule 90. The internal wall 26 delimits the flame tube of the combustion chamber 2 radially inward.
Le deuxième rebord de fixation amont 72 comprend un troisième bord de fixation amont 75 et un quatrième bord de fixation amont 77. Il est configuré pour fixer la paroi interne 26 au carénage 27 et/ou au fond de chambre 28. The second upstream fixing rim 72 comprises a third upstream fixing edge 75 and a fourth upstream fixing edge 77. It is configured to fix the internal wall 26 to the fairing 27 and / or to the chamber bottom 28.
Le troisième bord de fixation amont 75 est situé radialement vers l'intérieur par rapport au quatrième bord de fixation amont 77. Il s'étend sensiblement sur toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. Le troisième bord de fixation amont 75 est incliné par rapport à la deuxième paroi d'entrée 56 du deuxième conduit de refroidissement 51. The third upstream fixing edge 75 is located radially inwards with respect to the fourth upstream fixing edge 77. It extends substantially over the entire circumferential length of the internal wall 26. The third upstream fixing edge 75 is inclined by relative to the second inlet wall 56 of the second cooling duct 51.
Le troisième bord de fixation amont 75 est traversé par au moins un troisième orifice 84 qui a une composante radiale et qui est situé axialement à proximité de la deuxième entrée d'air 55 du deuxième conduit de refroidissement 51. Le troisième bord de fixation amont 75 tend à accroître la quantité d'air introduite dans le tube à flamme de la chambre de combustion 2, tout en participant à raccorder la paroi interne 26 au fond de chambre 28 et/ou au carénage 27. The third upstream fixing edge 75 is crossed by at least a third orifice 84 which has a radial component and which is located axially near the second air inlet 55 of the second cooling duct 51. The third upstream fixing edge 75 tends to increase the quantity of air introduced into the flame tube of the combustion chamber 2, while participating in connecting the internal wall 26 to the chamber bottom 28 and / or to the fairing 27.
Chaque troisième orifice 84 sert à introduire de l'air dans le tube à flamme et/ou à refroidir le troisième bord de fixation amont 75, notamment par film. Each third orifice 84 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the third upstream fixing edge 75, in particular by film.
Dans le mode de réalisation représenté, le troisième bord de fixation amont 75 est traversé par deux rangées de troisièmes orifices 84 qui s'étendent chacune sur sensiblement toute la longueur circonférentielle du troisième bord de fixation amont 75. In the embodiment shown, the third upstream fixing edge 75 is crossed by two rows of third orifices 84 which each extend over substantially the entire circumferential length of the third upstream fixing edge 75.
Le quatrième bord de fixation amont 77 est parallèle au troisième bord de fixation amont 75. Il s'étend sensiblement sur toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. Le quatrième bord de fixation amont 77 est incliné relativement à une deuxième paroi d'entrée 56 du deuxième conduit de refroidissement 51 pour former une ouverture en forme générale de V qui s'évase vers l'amont. The fourth upstream fixing edge 77 is parallel to the third upstream fixing edge 75. It extends substantially over the entire circumferential length of the internal wall 26. The fourth upstream fixing edge 77 is inclined relative to a second inlet wall. 56 of the second cooling duct 51 to form a generally V-shaped opening which widens upstream.
Il est conçu pour diriger de l'air de refroidissement conjointement avec la deuxième paroi d'entrée 56 vers la deuxième entrée d'air 55 du deuxième conduit de refroidissement 51, tout en permettant l'accrochage de la paroi interne 26 au carénage 27 et/ou au fond de chambre 28 avec le troisième bord de fixation amont 75. Le quatrième bord de fixation amont 77 tend à accroître la quantité d'air qui circule dans le deuxième conduit de refroidissement 51. It is designed to direct cooling air together with the second inlet wall 56 to the second air inlet 55 of the second cooling duct 51, while allowing the inner wall 26 to be hooked to the fairing 27. and / or at the bottom of the chamber 28 with the third upstream fixing edge 75. The fourth upstream fixing edge 77 tends to increase the quantity of air which circulates in the second cooling duct 51.
Chacun des raidisseurs de la paroi interne 26 s'étend radialement depuis la troisième cloison 50 jusqu'à la quatrième cloison 52. Certains des raidisseurs s'étendent axialement par exemple depuis la deuxième paroi d'entrée 56 jusqu'à la deuxième paroi de sortie 58 du deuxième conduit de refroidissement 51. D'autres des raidisseurs s'étendent axialement depuis les orifices de dilution 82 jusqu'à la deuxième paroi de sortie 58. Each of the stiffeners of the internal wall 26 extends radially from the third partition 50 to the fourth partition 52. Some of the stiffeners extend axially, for example from the second inlet wall 56 to the second outlet wall. 58 of the second cooling duct 51. Other stiffeners extend axially from the dilution ports 82 to the second outlet wall 58.
Les raidisseurs servent à augmenter la résistance mécanique de la paroi interne 26. Du fait des raidisseurs, la paroi interne 26 peut avoir une résistance mécanique satisfaisante par rapport à une paroi interne pleine malgré la troisième cloison 50, la quatrième cloison 52 et le deuxième conduit de refroidissement 51. The stiffeners serve to increase the mechanical strength of the internal wall 26. Due to the stiffeners, the internal wall 26 can have a satisfactory mechanical resistance compared to a solid internal wall despite the third partition 50, the fourth partition 52 and the second duct. cooling 51.
La troisième cloison 50 de la paroi interne 26 est une cloison externe de la paroi interne 26. Elle délimite la paroi interne 26 radialement vers l'extérieur. Elle s'étend axialement depuis une extrémité amont 50a jusqu'à une extrémité aval 50b. Elle est raccordée au niveau de l'extrémité amont 50a au troisième bord de fixation amont 75 et à la deuxième paroi d'entrée 56. Elle est raccordée à l'extrémité aval 50b à la deuxième paroi de sortie 58. Elle s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. The third partition 50 of the internal wall 26 is an external partition of the internal wall 26. It defines the internal wall 26 radially outwards. It extends axially from an upstream end 50a to a downstream end 50b. It is connected at the upstream end 50a to the third upstream fixing edge 75 and to the second inlet wall 56. It is connected at the downstream end 50b to the second outlet wall 58. It extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
La troisième cloison 50 est traversée par au moins un deuxième orifice 89 qui a une composante radiale et qui est situé axialement entre un orifice primaire 81 et l'extrémité aval 50b. Chaque deuxième orifice 89 sert à introduire de l'air dans le tube à flamme et/ou à refroidir la troisième cloison 50, notamment par film. The third partition 50 is crossed by at least a second orifice 89 which has a radial component and which is located axially between a primary orifice 81 and the downstream end 50b. Each second orifice 89 serves to introduce air into the flame tube and / or to cool the third partition 50, in particular by film.
Dans le mode de réalisation représenté, la troisième cloison 50 est sensiblement à équidistance de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis son extrémité amont 50a jusqu'à son extrémité aval 50b. La troisième cloison 50 est traversée par une pluralité de deuxièmes orifices 89 qui s'étendent axialement depuis les orifices primaires 81 jusqu'à l'extrémité aval 50b en étant répartis sensiblement uniformément. Les deuxièmes orifices 89 s'étendent sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la troisième cloison 50. In the embodiment shown, the third partition 50 is substantially equidistant from the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 50a to its downstream end 50b. The third partition 50 is crossed by a plurality of second orifices 89 which extend axially from the primary orifices 81 to the downstream end 50b, being distributed substantially uniformly. The second orifices 89 extend over substantially the entire circumferential length of the third partition 50.
La troisième cloison 50 a une épaisseur qui est sensiblement constante depuis son extrémité amont 50a jusqu'à son extrémité aval 50b. L'épaisseur de la troisième cloison 50 est par exemple comprise entre 35% et 55% de l'épaisseur de la paroi interne 26. The third partition 50 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 50a to its downstream end 50b. The thickness of the third partition 50 is for example between 35% and 55% of the thickness of the internal wall 26.
La quatrième cloison 52 de la paroi interne 26 est une cloison interne de la paroi interne 26. Elle délimite notamment la paroi interne 26 radialement vers l'intérieur. La quatrième cloison 52 est espacée radialement de la troisième cloison 50 pour former le deuxième conduit de refroidissement 51 avec la troisième cloison 50. The fourth partition 52 of the internal wall 26 is an internal partition of the internal wall 26. In particular, it defines the internal wall 26 radially inward. The fourth partition 52 is radially spaced from the third partition 50 to form the second cooling duct 51 with the third partition 50.
La quatrième cloison 52 s'étend axialement depuis une extrémité amont 52a jusqu'à une extrémité aval 52b. Elle est raccordée au niveau de l'extrémité amont 52a à la deuxième paroi d'entrée 56. Elle est raccordée à l'extrémité aval 52b à la deuxième paroi de sortie 58. Elle s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. The fourth partition 52 extends axially from an upstream end 52a to a downstream end 52b. It is connected at the upstream end 52a to the second inlet wall 56. It is connected at the downstream end 52b to the second outlet wall 58. It extends over substantially the entire circumferential length of the wall. internal 26.
La quatrième cloison 52 est dépourvue de trous de refroidissement dans le mode de réalisation représenté. Elle n'est traversée que par les orifices primaires 81 et par les orifices de dilution 82. The fourth partition 52 is devoid of cooling holes in the embodiment shown. It is only crossed by the primary orifices 81 and by the dilution orifices 82.
Dans le mode de réalisation représenté, la quatrième cloison 52 se rapproche de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis son extrémité amont 52a jusqu'à une portion intermédiaire 53 de la quatrième cloison 52 qui est située strictement entre l'extrémité amont 52a et l'extrémité aval 52b. La portion intermédiaire 53 est notamment située axialement sensiblement à équidistance de l'extrémité amont 52a et de l'extrémité aval 52b. La quatrième cloison 52 s'éloigne de l'axe longitudinal X-X de la turbomachine depuis la portion intermédiaire 53 jusqu'à son extrémité aval 52b. In the embodiment shown, the fourth partition 52 approaches the longitudinal axis XX of the turbomachine from its upstream end 52a to an intermediate portion 53 of the fourth partition 52 which is located strictly between the upstream end 52a and the downstream end 52b. The intermediate portion 53 is in particular located axially substantially equidistant from the upstream end 52a and from the downstream end 52b. The fourth partition 52 moves away from the longitudinal axis X-X of the turbomachine from the intermediate portion 53 to its downstream end 52b.
La quatrième cloison 52 a une épaisseur qui est sensiblement constante depuis son extrémité amont 52a jusqu'à son extrémité aval 52b. L'épaisseur de la quatrième cloison 52 est par exemple comprise entre 12% et 35% de l'épaisseur de la paroi interne 26. Le deuxième conduit de refroidissement 51 comprend une deuxième entrée d'air 55 et une deuxième sortie d'air 57. Il est délimité radialement vers l'extérieur par la troisième cloison 50. Il est délimité radialement vers l'intérieur par la quatrième cloison 52. Il est délimité vers l'amont par l'extrémité amont 50a de la troisième cloison 50, par l'extrémité amont 52a de la quatrième cloison 52 et par une deuxième paroi d'entrée 56. Il est délimité vers l'aval par l'extrémité aval 50b de la troisième cloison 50, par l'extrémité aval 52b de la quatrième cloison 52 et par une deuxième paroi de sortie 58. Le deuxième conduit de refroidissement 51 est configuré pour refroidir la paroi interne 26, notamment par film à travers les deuxièmes orifices 89, ainsi que par contact de l'air de refroidissement avec la troisième cloison 50 et avec la quatrième cloison 52. The fourth partition 52 has a thickness which is substantially constant from its upstream end 52a to its downstream end 52b. The thickness of the fourth partition 52 is for example between 12% and 35% of the thickness of the internal wall 26. The second cooling duct 51 comprises a second air inlet 55 and a second air outlet 57. It is delimited radially outwards by the third partition 50. It is delimited radially inwards by the fourth partition 52. It is delimited upstream by the upstream end 50a of the third partition 50, by the upstream end 52a of the fourth partition 52 and by a second inlet wall 56. It is delimited downstream by l 'downstream end 50b of the third partition 50, by the downstream end 52b of the fourth partition 52 and by a second outlet wall 58. The second cooling duct 51 is configured to cool the internal wall 26, in particular by film through the second orifices 89, as well as by contact of the cooling air with the third partition 50 and with the fourth partition 52.
L'étendue radiale du deuxième conduit de refroidissement 51 rétrécit vers l'aval depuis la deuxième paroi d'entrée 56 jusqu'à la portion intermédiaire 53 de la quatrième cloison 52. Le rapport de l'étendue radiale e5 au niveau de la portion intermédiaire 53 sur l'étendue radiale e4 au niveau de la deuxième paroi d'entrée 56 est par exemple comprise entre 35% et 45%. The radial extent of the second cooling duct 51 narrows downstream from the second inlet wall 56 to the intermediate portion 53 of the fourth partition 52. The ratio of the radial extent e5 at the level of the intermediate portion 53 over the radial extent e4 at the level of the second inlet wall 56 is for example between 35% and 45%.
L'étendue radiale du deuxième conduit de refroidissement 51 s'agrandit vers l'aval depuis la portion intermédiaire 53 jusqu'à la deuxième paroi de sortie 58. Le rapport de l'étendue radiale e5 au niveau de la portion intermédiaire 53 sur l'étendue radiale e6 au niveau de la deuxième paroi de sortie 58 est par exemple comprise entre 55% et 65%. The radial extent of the second cooling duct 51 expands downstream from the intermediate portion 53 to the second outlet wall 58. The ratio of the radial extent e5 at the level of the intermediate portion 53 on the radial extent e6 at the level of the second outlet wall 58 is for example between 55% and 65%.
La deuxième entrée d'air 55 comprend la deuxième paroi d'entrée 56. La deuxième paroi d'entrée 56 s'étend depuis la troisième cloison 50 jusqu'à la quatrième cloison 52. Elle est inclinée par rapport à la direction radiale vers l'amont vers la quatrième cloison 52. Elle est reliée mécaniquement au troisième bord de fixation amont 75 et au quatrième bord de fixation amont 77 à proximité de l'extrémité amont 50a de la troisième cloison 50. La deuxième paroi d'entrée 56 s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. The second air inlet 55 comprises the second inlet wall 56. The second inlet wall 56 extends from the third partition 50 to the fourth partition 52. It is inclined with respect to the radial direction towards the end. 'upstream towards the fourth partition 52. It is mechanically connected to the third upstream fixing edge 75 and to the fourth upstream fixing edge 77 near the upstream end 50a of the third partition 50. The second inlet wall 56 s' extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
La deuxième paroi d'entrée 56 est configurée pour obturer partiellement le deuxième conduit de refroidissement 51 vers l'amont, en régulant la vitesse et la pression de l'air à la deuxième entrée d'air 55. La deuxième paroi d'entrée 56 est traversée par au moins un deuxième orifice d'entrée 86 qui a une composante axiale. Chaque deuxième orifice d'entrée 86 sert à introduire de l'air sensiblement axialement dans le deuxième conduit de refroidissement 51 à travers la deuxième paroi d'entrée 56. The second inlet wall 56 is configured to partially close the second cooling duct 51 upstream, by regulating the speed and pressure of the air at the second air inlet 55. The second inlet wall 56 is crossed by at least a second inlet port 86 which has an axial component. Each second inlet port 86 serves to introduce air substantially axially into the second cooling duct 51 through the second inlet wall 56.
Dans le mode de réalisation représenté, la deuxième paroi d'entrée 56 est traversée par deux rangées de deuxièmes orifices d'entrée 86 qui s'étendent chacune sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la deuxième paroi d'entrée 56 et qui sont espacées radialement l'une de l'autre. Chacun des deuxième orifices d'entrée 86 est orienté sensiblement axialement selon l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. In the embodiment shown, the second inlet wall 56 is crossed by two rows of second inlet openings 86 which each extend over substantially the entire circumferential length of the second inlet wall 56 and which are radially spaced apart. one from the other. Each of the second inlet orifices 86 is oriented substantially axially along the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
La deuxième sortie d'air 57 comprend la deuxième paroi de sortie 58. La deuxième paroi de sortie 58 s'étend depuis la troisième cloison 50 jusqu'à la quatrième cloison 52. Elle est orientée sensiblement radialement en servant d'appui plan à une bride de fixation à une paroi de turbine à laquelle elle est destinée à être raccordée. La deuxième paroi de sortie 58 s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la paroi interne 26. The second air outlet 57 comprises the second outlet wall 58. The second outlet wall 58 extends from the third partition 50 to the fourth partition 52. It is oriented substantially radially, serving as a flat support for a flange for fixing to a turbine wall to which it is intended to be connected. The second outlet wall 58 extends over substantially the entire circumferential length of the inner wall 26.
La deuxième paroi de sortie 58 est configurée pour obturer partiellement le deuxième conduit de refroidissement 51 vers l'aval, en régulant la vitesse et la pression de l'air à la deuxième sortie d'air 57. Elle est configurée pour raccorder mécaniquement la paroi interne 26 à la bride de fixation de la paroi de turbine. The second outlet wall 58 is configured to partially shut off the second cooling duct 51 downstream, by regulating the speed and pressure of the air at the second air outlet 57. It is configured to mechanically connect the wall. internal 26 to the fixing flange of the turbine wall.
La deuxième paroi de sortie 58 est traversée par au moins un deuxième orifice de sortie 88 qui a une composante axiale. Chaque deuxième orifice de sortie 88 sert à faire sortir de l'air sensiblement axialement dans le deuxième conduit de refroidissement 51 à travers la deuxième paroi de sortie 58. La deuxième paroi de sortie 58 est traversée parau moins un deuxième orifice de fixation 78 de la paroi interne 26 à une paroi de turbine de la turbomachine, par exemple une paroi de turbine haute pression de turbomachine. Chaque deuxième orifice de fixation 78 est destiné à recevoir un organe de fixation tel qu'une vis d'un écrou pour fixer la paroi interne 26 à la paroi de turbine. The second outlet wall 58 is crossed by at least a second outlet orifice 88 which has an axial component. Each second outlet port 88 serves to cause air to exit substantially axially in the second cooling duct 51 through the second outlet wall 58. The second outlet wall 58 is crossed by at least a second fixing port 78 of the internal wall 26 to a wall of the turbine of the turbomachine, for example a wall of a high pressure turbine of a turbomachine. Each second fixing hole 78 is intended to receive a fixing member such as a screw of a nut for fixing the internal wall 26 to the turbine wall.
Dans le mode de réalisation représenté, la deuxième paroi de sortie 58 est traversée par une rangée de deuxièmes orifices de sortie 88 qui s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la deuxième paroi de sortie 58. Chacun des deuxièmes orifices de sortie 88 est orienté sensiblement axialement selon l'axe longitudinal X-X de la turbomachine. La deuxième paroi de sortie 58 est traversée par une rangée de deuxièmes orifices de fixation 78 qui s'étend sur sensiblement toute la longueur circonférentielle de la deuxième paroi de sortie 58 et qui est espacée radialement de la rangée de deuxièmes orifices de sortie 88. In the embodiment shown, the second outlet wall 58 is crossed by a row of second outlet openings 88 which extends over substantially the entire circumferential length of the second outlet wall 58. Each of the second outlet orifices 88 is oriented substantially axially along the longitudinal axis XX of the turbomachine. The second outlet wall 58 is crossed by a row of second attachment holes 78 which extends over substantially the entire circumferential length of the second outlet wall 58 and which is radially spaced from the row of second outlet holes 88.
En référence conjointe aux figures 7 et 10, la virole intérieure de fixation 90 de la paroi interne 26 fait saillie radialement vers l'intérieur et vers l'amont depuis la deuxième paroi de sortie 58. La virole intérieure de fixation 90 comprend une portion aval 94 et une bordure de fixation amont 92. La virole intérieure de fixation 90 sert à fixer la paroi interne 26 à la paroi de carter intérieure 24 de la chambre de combustion 2. With reference to FIGS. 7 and 10, the inner fixing ring 90 of the inner wall 26 projects radially inwardly and upstream from the second outlet wall 58. The inner fixing ring 90 comprises a downstream portion 94 and an upstream fixing rim 92. The inner fixing ring 90 serves to fix the inner wall 26 to the inner casing wall 24 of the combustion chamber 2.
La portion aval 94 s'étend axialement vers l'amont depuis la deuxième paroi de sortie 58. Elle comprend une pluralité de trous avals 95. La bordure de fixation amont 92 s'étend radialement vers l'intérieur depuis une extrémité amont de la portion aval 94. La bordure de fixation amont 92 comprend une pluralité d'orifices de fixation 93 pour fixer la bordure de fixation amont 92 à une bordure de fixation de la paroi de carter intérieure 24 contre laquelle elle vient en appui, par l'intermédiaire d'organes de fixation qui comprennent par exemple chacun une vis et un écrou. The downstream portion 94 extends axially upstream from the second outlet wall 58. It comprises a plurality of downstream holes 95. The upstream fixing edge 92 extends radially inward from an upstream end of the portion. downstream 94. The upstream fixing edge 92 comprises a plurality of fixing holes 93 for fixing the upstream fixing edge 92 to a fixing edge of the inner casing wall 24 against which it comes to bear, by means of 'fasteners which for example each comprise a screw and a nut.
La paroi externe 25 et la paroi interne 26 de la chambre de combustion 2 sont fabriquées chacune par fusion sélective ou par frittage sélectif sur lit de poudre, notamment par un laser. Autrement dit, la paroi externe 25 et la paroi interne 26 sont réalisées chacune par fabrication additive dans le mode de réalisation représenté. The outer wall 25 and the inner wall 26 of the combustion chamber 2 are each manufactured by selective melting or by selective sintering on a powder bed, in particular by a laser. In other words, the outer wall 25 and the inner wall 26 are each produced by additive manufacturing in the embodiment shown.
Grâce à la chambre de combustion 2, le refroidissement de la paroi externe 25 et le refroidissement de la paroi interne 26 sont améliorés. Thanks to the combustion chamber 2, the cooling of the outer wall 25 and the cooling of the inner wall 26 are improved.
En particulier, la circulation d'air de refroidissement depuis la première paroi d'entrée 46 jusqu'à la première paroi de sortie 48 du premier conduit de refroidissement 41 permet d'améliorer le refroidissement de la paroi externe 25. In particular, the circulation of cooling air from the first inlet wall 46 to the first outlet wall 48 of the first cooling duct 41 makes it possible to improve the cooling of the outer wall 25.
Le premier conduit de refroidissement 41 favorise notamment la circulation d'air de refroidissement en continu et de manière homogène dans la paroi externe 25. Le refroidissement de la paroi externe 25 est d'autant plus efficace que l'air de refroidissement circulant dans le premier conduit de refroidissement 41 tend à être séparé des gaz chauds de combustion, par exemple par la première cloison 40. The first cooling duct 41 promotes in particular the continuous and homogeneous circulation of cooling air in the outer wall 25. The cooling of the outer wall 25 is all the more effective the more the cooling air. cooling circulating in the first cooling duct 41 tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the first partition 40.
Le premier conduit de refroidissement 41 ne gêne par exemple pas la combustion dans le tube à flamme de la chambre de combustion 2 en permettant l'alimentation de la combustion par un flux primaire à travers les orifices primaire 81 et par un flux de dilution à travers les orifices de dilution 82 de la paroi externe 25. The first cooling duct 41 does not for example interfere with the combustion in the flame tube of the combustion chamber 2 by allowing the combustion to be supplied by a primary flow through the primary orifices 81 and by a dilution flow through the dilution ports 82 of the outer wall 25.
Le refroidissement de la paroi externe 25 est encore amélioré en favorisant la circulation d'air de refroidissement depuis les premiers orifices d'entrée 85 de la première paroi d'entrée 46 jusqu'aux premiers orifices de sortie 87 de la première paroi de sortie 48. The cooling of the outer wall 25 is further improved by promoting the circulation of cooling air from the first inlet ports 85 of the first inlet wall 46 to the first outlet ports 87 of the first outlet wall 48. .
Les deuxièmes orifices 89 de la paroi externe 25 permettent notamment de refroidir par film la première cloison 40 qui est proche des gaz chauds de combustion dans le tube à flamme, pour améliorer le refroidissement de la première cloison 40. Les deuxièmes orifices 89 permettent aussi d'introduire de l'air supplémentaire à l'intérieur du tube à flamme de la chambre de combustion 2 à travers la paroi externe 25, pour favoriser la combustion. The second orifices 89 of the outer wall 25 make it possible in particular to cool by film the first partition 40 which is close to the hot combustion gases in the flame tube, in order to improve the cooling of the first partition 40. The second orifices 89 also make it possible to 'introduce additional air inside the flame tube of the combustion chamber 2 through the outer wall 25, to promote combustion.
Étant donné que le premier conduit de refroidissement 41 rétrécit vers l'aval depuis la première entrée d'air 45, l'air de refroidissement du premier conduit de refroidissement 41 est accéléré, ce qui permet d'augmenter le débit de refroidissement pour refroidir la paroi externe 25. Les pertes de pression d'air de refroidissement sont également limitées lors de l'entrée de l'air de refroidissement dans le premier conduit de refroidissement 41. Since the first cooling duct 41 narrows downstream from the first air inlet 45, the cooling air of the first cooling duct 41 is accelerated, thereby increasing the cooling flow rate to cool the air. outer wall 25. The cooling air pressure losses are also limited when the cooling air enters the first cooling duct 41.
La première paroi de sortie 48 permet notamment de raccorder la paroi externe 25 à une paroi de turbine, tout en évacuant l'air du premier conduit de refroidissement 41. La pression de l'air tend à augmenter à la première sortie 47, par exemple pour alimenter une turbine haute pression en air de refroidissement. The first outlet wall 48 makes it possible in particular to connect the outer wall 25 to a turbine wall, while evacuating the air from the first cooling duct 41. The air pressure tends to increase at the first outlet 47, for example. to supply a high pressure turbine with cooling air.
La paroi externe 25 peut être fabriquée additivement, ce qui lui permet d'avoir une forme complexe du fait notamment de la première cloison 40, de la deuxième cloison 42 et du premier conduit de refroidissement 41. Par ailleurs et en particulier, la circulation d'air de refroidissement depuis la deuxième paroi d'entrée 56 jusqu'à la deuxième paroi de sortie 58 du deuxième conduit de refroidissement 51 permet d'améliorer le refroidissement de la paroi interne 26. The outer wall 25 can be manufactured additively, which allows it to have a complex shape due in particular to the first partition 40, the second partition 42 and the first cooling duct 41. Furthermore and in particular, the circulation of cooling air from the second inlet wall 56 to the second outlet wall 58 of the second cooling duct 51 makes it possible to improve the cooling of the internal wall 26.
Le deuxième conduit de refroidissement 51 favorise notamment la circulation d'air de refroidissement en continu et de manière homogène dans la paroi interne 26. Le refroidissement de la paroi interne 26 est d'autant plus efficace que l'air de refroidissement circulant dans le deuxième conduit de refroidissement 51 tend à être séparé des gaz chauds de combustion, par exemple par la troisième cloison 50. The second cooling duct 51 in particular promotes the circulation of cooling air continuously and evenly in the internal wall 26. The cooling of the internal wall 26 is all the more effective than the cooling air circulating in the second. Cooling duct 51 tends to be separated from the hot combustion gases, for example by the third partition 50.
Le deuxième conduit de refroidissement 51 ne gêne par exemple pas la combustion dans le tube à flamme de la chambre de combustion 2 en permettant l'alimentation de la combustion par un flux primaire à travers les orifices primaire 81 et par un flux de dilution à travers les orifices de dilution 82 de la paroi interne 26. The second cooling duct 51 does not for example interfere with the combustion in the flame tube of the combustion chamber 2 by allowing the combustion to be supplied by a primary flow through the primary orifices 81 and by a dilution flow through the dilution ports 82 of the inner wall 26.
Le refroidissement de la paroi interne 26 est encore amélioré en favorisant la circulation d'air de refroidissement depuis les deuxièmes orifices d'entrée 86 de la deuxième paroi d'entrée 56 jusqu'aux deuxièmes orifices de sortie 88 de la deuxième paroi de sortie 88. The cooling of the inner wall 26 is further improved by promoting the circulation of cooling air from the second inlet ports 86 of the second inlet wall 56 to the second outlet ports 88 of the second outlet wall 88. .
Les deuxièmes orifices 89 de la paroi interne 26 permettent notamment de refroidir par film la troisième cloison 50 qui est proche des gaz chauds de combustion dans le tube à flamme, pour améliorer le refroidissement de la troisième cloison 50. Les deuxièmes orifices 89 permettent aussi d'introduire de l'air supplémentaire à l'intérieur du tube à flamme de la chambre de combustion 2 à travers la paroi interne 26, pour favoriser la combustion. The second orifices 89 of the internal wall 26 make it possible in particular to cool by film the third partition 50 which is close to the hot combustion gases in the flame tube, in order to improve the cooling of the third partition 50. The second orifices 89 also make it possible to 'Introduce additional air inside the flame tube of the combustion chamber 2 through the inner wall 26, to promote combustion.
Étant donné que le deuxième conduit de refroidissement 51 rétrécit vers l'aval depuis la deuxième entrée d'air 55, l'air de refroidissement du deuxième conduit de refroidissement 51 est accéléré, ce qui permet d'augmenter le débit de refroidissement pour refroidir la paroi interne 26. Les pertes de pression d'air de refroidissement sont également limitées lors de l'entrée de l'air de refroidissement dans le deuxième conduit de refroidissement 5sl. Since the second cooling duct 51 tapers downstream from the second air inlet 55, the cooling air of the second cooling duct 51 is accelerated, thereby increasing the cooling flow rate to cool the air. internal wall 26. The cooling air pressure losses are also limited when the cooling air enters the second cooling duct 5sl.
La deuxième paroi de sortie 58 permet notamment de raccorder la paroi interne 26 à une paroi de turbine, tout en évacuant l'air du deuxième conduit de refroidissement 51. La pression de l'air tend à augmenter à la deuxième sortie 57 du deuxième conduit de refroidissement 51, par exemple pour alimenter une turbine haute pression en air de refroidissement. The second outlet wall 58 makes it possible in particular to connect the internal wall 26 to a turbine wall, while evacuating the air from the second exhaust duct. cooling 51. The air pressure tends to increase at the second outlet 57 of the second cooling duct 51, for example to supply a high pressure turbine with cooling air.
La paroi interne 26 peut être fabriquée additivement, ce qui lui permet d'avoir une forme complexe du fait notamment de la troisième cloison 50, de la quatrième cloison 52 et du deuxième conduit de refroidissement 51. The internal wall 26 can be manufactured additively, which allows it to have a complex shape due in particular to the third partition 50, the fourth partition 52 and the second cooling duct 51.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention. En particulier, la structure de l'outillage 20, la structure de la paroi 10 et le procédé de fabrication 100 peuvent varier. Of course, various modifications can be made by those skilled in the art to the invention which has just been described without departing from the scope of the description of the invention. In particular, the structure of the tool 20, the structure of the wall 10 and the manufacturing process 100 may vary.
Le nombre, la géométrie et la répartition des premiers orifices de refroidissement 40, et des deuxièmes orifices de refroidissement 44 peuvent varier. La paroi 10 peut comprendre par exemple seulement des premiers orifices de refroidissement 40. The number, geometry and distribution of the first cooling ports 40, and of the second cooling ports 44 may vary. The wall 10 may for example only comprise first cooling orifices 40.
En variante encore, au moins un deuxième orifice de refroidissement 44 de la paroi peut être dépourvu d'arrondi. Dans ce cas, l'entrée 43 et/ou la sortie 45 de la paroi peut être usinée suite à l'étape de fabrication additive 105. As a further variant, at least one second cooling orifice 44 of the wall may be devoid of rounding. In this case, the inlet 43 and / or the outlet 45 of the wall can be machined following the additive manufacturing step 105.
En variante, la paroi 10 est fabriquée à proximité des premiers orifices de refroidissement 40 avec une zone supérieure 19c dont l'épaisseur est par exemple inférieure ou égale à 0,06 mm. As a variant, the wall 10 is made near the first cooling orifices 40 with an upper zone 19c, the thickness of which is for example less than or equal to 0.06 mm.
Dans ce cas, le paramètre d'épaisseur de la zone supérieure 19c, également connu sous la dénomination de « thickness of the upskin », est notamment défini comme l'épaisseur de l'ensemble des couches de la zone supérieure 19c qui est fabriquée avec une paramétrie dite Upskin. In this case, the thickness parameter of the upper zone 19c, also known under the name of “thickness of the upskin”, is in particular defined as the thickness of all the layers of the upper zone 19c which is manufactured with a so-called Upskin parametry.
Avec une zone supérieure 19c de faible épaisseur, les défauts de fabrication de chaque premier orifice de refroidissement 40 sont réduits par rapport à une paroi 10 qui est fabriquée additivement selon un procédé connu de l'état de la technique. En particulier, les dépôts de matière non souhaités en fond de chaque premier orifice de refroidissement 40 restent limités. Chaque zone supérieure 19c de la paroi 10 est par exemple fabriquée par un troisième apport d'énergie linéique Ec sur le lit de poudre 17 qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm, de préférence 0,1625 J/mm. With an upper zone 19c of small thickness, the manufacturing defects of each first cooling orifice 40 are reduced compared to a wall 10 which is manufactured additively according to a process known from the state of the art. In particular, the deposits of unwanted material at the bottom of each first cooling orifice 40 remain limited. Each upper zone 19c of the wall 10 is for example produced by a third supply of linear energy Ec on the powder bed 17 which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm, preferably 0.1625 J / mm.
En particulier, le troisième apport d'énergie linéique Ec est sensiblement égal au deuxième apport d'énergie linéique Eb avec double exposition énergétique d'une zone supérieure 19c par rapport à une zone intermédiaire 19b. In particular, the third input of linear energy Ec is substantially equal to the second input of linear energy Eb with double energy exposure of an upper zone 19c relative to an intermediate zone 19b.
La faible valeur du premier apport d'énergie linéique Ea par rapport au troisième apport d'énergie linéique Ec permet notamment de fusionner/d'agglomérer moins de poudre 17 lors de la fabrication d'une zone inférieure 19a que lors de la fabrication d'une zone supérieure 19c. Il en résulte une diminution de défauts de fabrication du premier orifice de refroidissement 40 en augmentant le volume de zone inférieure 19a. The low value of the first linear energy input Ea compared to the third linear energy input Ec makes it possible in particular to merge / agglomerate less powder 17 during the manufacture of a lower zone 19a than during the manufacture of an upper zone 19c. This results in a decrease in manufacturing defects of the first cooling port 40 by increasing the volume of the lower zone 19a.
De manière générale, le premier apport d'énergie linéique Ea, le deuxième apport d'énergie linéique Eb et/ou le troisième apport d'énergie linéique Ec peuvent avoir différentes valeurs, notamment le long de la paroi 10. Le troisième apport d'énergie linéique Ec peut notamment avoir une valeur différente du deuxième apport d'énergie linéique Eb. In general, the first input of linear energy Ea, the second input of linear energy Eb and / or the third input of linear energy Ec can have different values, in particular along the wall 10. The third input of linear energy. linear energy Ec may in particular have a value different from the second input of linear energy Eb.
Le procédé de fabrication 100 peut ne pas comprendre d'usinage 110 de l'ébauche de paroi 10 et/ou d'usinage 112 du plateau de fabrication 28. The manufacturing process 100 may not include machining 110 of the wall blank 10 and / or machining 112 of the build plate 28.
En particulier, seule la paroi externe 25 peut comprendre deux cloisons 40, 42. Dans ce cas, le refroidissement de la paroi externe 25 est notamment amélioré par rapport à celui de la paroi interne 26. In particular, only the outer wall 25 can include two partitions 40, 42. In this case, the cooling of the outer wall 25 is in particular improved compared to that of the inner wall 26.
En variante encore, seule la paroi interne 26 peut comprendre deux cloisons 50, 52. Dans ce cas, le refroidissement de la paroi interne 26 est notamment amélioré par rapport à celui de la paroi externe 25. As a further variant, only the internal wall 26 can comprise two partitions 50, 52. In this case, the cooling of the internal wall 26 is in particular improved compared to that of the external wall 25.
L'entrée d'air du premier conduit de refroidissement 41 peut être orientée radialement et/ou à distance de la première paroi d'entrée 46. La sortie d'air du premier conduit de refroidissement 41 peut être orientée radialement et/ou à distance de la première paroi de sortie 48. L'entrée d'air du deuxième conduit de refroidissement 51 peut être orientée radialement et/ou à distance de la deuxième paroi d'entrée 56. La sortie d'air du deuxième conduit de refroidissement 51 peut être orientée radialement et/ou à distance de la deuxième paroi de sortie 58. The air inlet of the first cooling duct 41 can be oriented radially and / or at a distance from the first inlet wall 46. The air outlet of the first cooling duct 41 can be oriented radially and / or at a distance. of the first outlet wall 48. The air inlet of the second cooling duct 51 can be oriented radially and / or at a distance from the second inlet wall 56. The air outlet of the second cooling duct 51 can be oriented radially and / or at a distance. of the second outlet wall 58.
En variante, la première cloison 40 est dépourvue d'orifices de refroidissement. La troisième cloison 50 peut être dépourvue d'orifices de refroidissement. As a variant, the first partition 40 is devoid of cooling orifices. The third partition 50 may be devoid of cooling orifices.
En variante, le premier rebord de fixation amont 70 est à distance de la première entrée d'air 45 du premier conduit de refroidissement 41, sans favoriser l'entrée d'air dans le premier conduit de refroidissement 41. As a variant, the first upstream fixing rim 70 is at a distance from the first air inlet 45 of the first cooling duct 41, without favoring the entry of air into the first cooling duct 41.
Le deuxième rebord de fixation amont 72 peut être à distance de la deuxième entrée 55 du deuxième conduit de refroidissement 51, sans favoriser l'entrée d'air dans le deuxième conduit de refroidissement 51. The second upstream fixing rim 72 may be at a distance from the second inlet 55 of the second cooling duct 51, without favoring the entry of air into the second cooling duct 51.
En variante, l'étendue radiale du premier conduit de refroidissement 41 est sensiblement constante. L'étendue radiale du deuxième conduit de refroidissement 51 peut être sensiblement constante. Alternatively, the radial extent of the first cooling duct 41 is substantially constant. The radial extent of the second cooling duct 51 can be substantially constant.
En variante, la première paroi de sortie 48 est dépourvue d'orifices de fixation 74. Dans ce cas, la paroi externe 25 peut comprendre une bride de fixation additionnelle pour la fixer à un carter de turbine. As a variant, the first outlet wall 48 is devoid of fixing holes 74. In this case, the outer wall 25 may include an additional fixing flange for fixing it to a turbine housing.
La deuxième paroi de sortie 58 peut être dépourvue d'orifices de fixation 78. Dans ce cas, la paroi interne 26 peut comprendre une bride de fixation additionnelle pour la fixer à un carter de turbine. The second outlet wall 58 may be devoid of fixing holes 78. In this case, the internal wall 26 may include an additional fixing flange for fixing it to a turbine housing.
La paroi externe 25 et/ou la paroi interne 26 peuvent être dépourvues de raidisseurs, par exemple lorsque l'épaisseur de leurs cloisons 40, 50, 42, 52 est suffisante pour leur conférer une rigidité mécanique satisfaisante. The outer wall 25 and / or the inner wall 26 may be devoid of stiffeners, for example when the thickness of their partitions 40, 50, 42, 52 is sufficient to give them satisfactory mechanical rigidity.
La paroi externe 25 et/ou la paroi interne 26 peuvent être fabriquées par d'autres méthodes que par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre, notamment par fonderie ou par une autre méthode de fabrication additive. The outer wall 25 and / or the inner wall 26 can be manufactured by methods other than by selective melting or selective sintering on a powder bed, in particular by foundry or by another additive manufacturing method.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication additive (100) d'une paroi (10) pour turbomachine, la paroi (10) comprenant un premier orifice de refroidissement (40), le procédé de fabrication (100) comprenant la fabrication additive (101) de la paroi (10) par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre (17), caractérisé en ce que la paroi (10) est fabriquée au moins partiellement autour du premier orifice de refroidissement (40) avec une zone inférieure (19a) qui a une épaisseur totale (ea) comprise entre 0,06 et 0,22 mm, la zone inférieure (19a) étant fabriquée avec un apport d'énergie linéique qui est inférieur à celui pour fabriquer une zone intermédiaire (19b) qui forme la majorité du volume de la paroi (10). 1. A method of additive manufacturing (100) of a wall (10) for a turbomachine, the wall (10) comprising a first cooling orifice (40), the manufacturing method (100) comprising the additive manufacturing (101) of the wall (10) by selective melting or selective sintering on a powder bed (17), characterized in that the wall (10) is made at least partially around the first cooling port (40) with a lower zone (19a) which has a total thickness (ea) of between 0.06 and 0.22 mm, the lower zone (19a) being manufactured with a linear energy input which is less than that to manufacture an intermediate zone (19b) which forms the majority of the volume of the wall (10).
2. Procédé de fabrication additive (100) selon la revendication précédente, dans lequel la zone inférieure (19a) est fabriquée avec une longueur minimale (La) de zone inférieure qui est comprise entre 0,01 et 0,4 mm, la longueur minimale (La) de zone inférieure étant une longueur minimale de solidification de poudre pour que la zone inférieure (19a) puisse être formée. 2. The additive manufacturing method (100) according to the preceding claim, wherein the lower zone (19a) is manufactured with a minimum length (La) of lower zone which is between 0.01 and 0.4 mm, the minimum length (La) of lower zone being a minimum powder solidification length so that the lower zone (19a) can be formed.
3. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la zone inférieure (19a) a une longueur minimale (La) qui est comprise entre 0,01 et 0,4 mm et/ou la zone inférieure (19a) a une épaisseur totale (ea) qui est comprise entre 0,06 et 0,22 mm, la zone inférieure (19a) ayant de préférence une longueur minimale (La) qui est sensiblement égale à 0,05 mm, et/ou la zone inférieure (19a) ayant de préférence une épaisseur totale (ea) qui est sensiblement égale à 0,12 mm. 3. The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the lower area (19a) has a minimum length (La) which is between 0.01 and 0.4 mm and / or the area lower (19a) has a total thickness (ea) which is between 0.06 and 0.22 mm, the lower zone (19a) preferably having a minimum length (La) which is substantially equal to 0.05 mm, and / or the lower zone (19a) preferably having a total thickness (ea) which is substantially equal to 0.12 mm.
4. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la paroi (10) est fabriquée autour du premier orifice de refroidissement (40) sans zone supérieure (19c) ou avec une épaisseur de zone supérieure (19c) qui est inférieure ou égale à 0,06 mm, la zone supérieure (19c) étant fabriquée avec un apport d'énergie linéique qui est sensiblement égal à celui qui est utilisé pour fabriquer une zone intermédiaire (19b) qui forme la majorité du volume de la paroi (10) mais avec une double exposition énergétique par rapport à la zone intermédiaire (19b). 4. The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the wall (10) is manufactured around the first cooling port (40) without an upper zone (19c) or with an upper zone thickness ( 19c) which is less than or equal to 0.06 mm, the upper zone (19c) being manufactured with a linear energy input which is substantially equal to that which is used to manufacture an intermediate zone (19b) which forms the majority of the volume of the wall (10) but with a double energy exposure relative to the intermediate zone (19b).
5. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la zone inférieure (19a) est située dans une portion supérieure du premier orifice de refroidissement (40) lorsque la paroi (10) est fabriquée sensiblement verticalement par fabrication additive sur un support (28), le support étant notamment un plateau de fabrication (28). 5. The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the lower area (19a) is located in an upper portion of the first cooling port (40) when the wall (10) is made substantially vertically. by additive manufacturing on a support (28), the support being in particular a manufacturing platform (28).
6. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la zone inférieure (19a) est fabriquée par un premier apport d'énergie linéique (Ea) sur le lit de poudre (17) qui est compris entre 0,0200 J/mm et 0,0300 J/mm, de préférence 0,0250 J/mm, et/ou dans lequel une zone intermédiaire autour du premier orifice de refroidissement (40) est fabriquée par un deuxième apport d'énergie linéique (Eb) sur le lit de poudre (17) qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm, de préférence 0,1625 J/mm. 6. Additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, in which the lower zone (19a) is manufactured by a first input of linear energy (Ea) on the powder bed (17) which is included. between 0.0200 J / mm and 0.0300 J / mm, preferably 0.0250 J / mm, and / or in which an intermediate zone around the first cooling port (40) is produced by a second input of energy linear (Eb) on the powder bed (17) which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm, preferably 0.1625 J / mm.
7. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la paroi (10) est fabriquée autour de l'orifice de refroidissement (40) avec une zone supérieure (19c) qui est fabriquée par un troisième apport d'énergie linéique (Ec) sur le lit de poudre (17) qui est compris entre 0,1300 J/mm et 0,1950 J/mm, de préférence 0,1625 J/mm., le troisième apport d'énergie linéique (Ec) étant de préférence sensiblement égal au deuxième apport d'énergie linéique (Eb) avec double exposition énergétique de la zone supérieure (19c) par rapport à la zone intermédiaire (19b). The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the wall (10) is made around the cooling port (40) with an upper area (19c) which is made by a third. linear energy input (Ec) on the powder bed (17) which is between 0.1300 J / mm and 0.1950 J / mm, preferably 0.1625 J / mm., the third energy input linearity (Ec) preferably being substantially equal to the second linear energy input (Eb) with double energy exposure of the upper zone (19c) with respect to the intermediate zone (19b).
8. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier orifice de refroidissement (40) s'étend autour d'un axe longitudinal (R2-R2) du premier orifice de refroidissement qui est sensiblement orthogonal à une surface extérieure (S3, S4) de la paroi (10), la paroi (10) s'étendant de préférence sensiblement perpendiculairement à un plateau de fabrication (28) lors de la fabrication additive (101) de la paroi (10), 8. The additive manufacturing method (100) according to any preceding claim, wherein the first cooling port (40) extends around a longitudinal axis (R2-R2) of the first cooling port which is substantially orthogonal to an outer surface (S3, S4) of the wall (10), the wall (10) preferably extending substantially perpendicular to a build plate (28) during additive manufacturing (101) of the wall (10),
9. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier orifice de refroidissement (40) est modélisé numériquement avec une surface transversale sensiblement ovale pour être fabriqué par fusion sélective ou frittage sélectif sur lit de poudre (17) avec une section transversale sensiblement circulaire. 9. The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the first cooling port (40) is digitally modeled with a substantially oval cross-sectional area to be fabricated by selective melting or selective powder bed sintering. (17) with a substantially circular cross section.
10. Procédé de fabrication additive (100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la paroi (10) comprend au moins un deuxième orifice de refroidissement (44) qui est orienté autour d'un axe longitudinal (Rl-Rl) du deuxième orifice de refroidissement qui est incliné par rapport à une surface extérieure (S3, S4) de la paroi d'un angle (g) compris entre 5° et 45° dans au moins un plan de coupe de la paroi (10), de préférence environ 20°. 10. The additive manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, wherein the wall (10) comprises at least one second cooling port (44) which is oriented around a longitudinal axis (Rl-Rl). the second cooling orifice which is inclined relative to an outer surface (S3, S4) of the wall by an angle (g) of between 5 ° and 45 ° in at least one sectional plane of the wall (10), preferably about 20 °.
11. Procédé de fabrication additive (100) selon la revendication précédente, dans lequel une entrée (43) et/ou une sortie (45) du deuxième orifice de refroidissement (44) est fabriquée avec un arrondi (43a, 45a). 11. Additive manufacturing method (100) according to the preceding claim, wherein an inlet (43) and / or an outlet (45) of the second cooling port (44) is produced with a rounding (43a, 45a).
12. Chambre de combustion (2) annulaire pour turbomachine, comprenant : une paroi interne (26) et une paroi externe (25) qui sont annulaires autour d'un axe longitudinal (X-X) de la chambre de combustion, la paroi interne (26) et la paroi externe (25) s'étendant sur toute la longueur d'un tube à flammes de la chambre de combustion (2) le long de l'axe longitudinal (X-X) de la chambre de combustion, et un fond de chambre (28) qui relie mécaniquement la paroi interne (26) et la paroi externe (25), caractérisée en ce que au moins une première paroi parmi la paroi interne (26) et la paroi externe (25) comprend une première cloison (40, 50) et une deuxième cloison (42, 52) annulaires, la deuxième cloison (42, 52) étant espacée radialement de la première cloison (40, 50) pour former avec la première cloison (40, 50) un conduit de refroidissement (41, 51) de la première paroi, le conduit de refroidissement (41, 51) comprenant une paroi d'entrée (46, 56) et une paroi de sortie (48, 58) qui s'étendent entre la première cloison (40, 50) et la deuxième cloison (42, 52), la paroi d'entrée (46, 56) étant située à une extrémité amont de la première paroi, la paroi de sortie (48, 58) étant située à une extrémité aval de la première paroi, la paroi d'entrée (46, 56) et la paroi de sortie (48, 58) étant chacune traversées par au moins un orifice de refroidissement (85, 87, 86, 88) ayant une composante axiale selon l'axe longitudinal (X-X) de la chambre de combustion. 12. Annular combustion chamber (2) for a turbomachine, comprising: an internal wall (26) and an external wall (25) which are annular about a longitudinal axis (XX) of the combustion chamber, the internal wall (26). ) and the outer wall (25) extending the entire length of a flame tube of the combustion chamber (2) along the longitudinal axis (XX) of the combustion chamber, and a chamber bottom (28) which mechanically connects the inner wall (26) and the outer wall (25), characterized in that at least a first wall among the inner wall (26) and the outer wall (25) comprises a first partition (40, 50) and a second partition (42, 52) annular, the second partition (42, 52) ) being radially spaced from the first partition (40, 50) to form with the first partition (40, 50) a cooling duct (41, 51) of the first wall, the cooling duct (41, 51) comprising a wall inlet (46, 56) and an outlet wall (48, 58) which extend between the first partition (40, 50) and the second partition (42, 52), the inlet wall (46, 56 ) being located at an upstream end of the first wall, the outlet wall (48, 58) being located at a downstream end of the first wall, the inlet wall (46, 56) and the outlet wall (48, 58) each being crossed by at least one cooling orifice (85, 87, 86, 88) having an axial component along the longitudinal axis (XX) of the combustion chamber.
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