Brevet FR3052502A1 — publié le 20171215

La présente invention concerne une chambre de combustion de moteur fusée s'étendant selon un axe longitudinal A et comprenant une enveloppe longitudinale comportant une paroi interne longitudinale en un premier alliage qui est un alliage de cuivre et qui se prolonge sur sa face radialement externe par une pluralité d'ailettes s'étendant radialement vers l'extérieur, chacune de ces ailettes présentant une partie proximale, une partie médiane, et une partie distale, et comportant une coque externe entourant cette paroi interne longitudinale et ces ailettes, cette coque externe étant réalisée en un troisième alliage distinct du premier alliage. Dans la description qui suit, les termes "interne" et "externe" indiquent une partie située radialement à, ou orientée radialement vers, l'intérieur ou l'extérieur respectivement par rapport à l'axe longitudinal de la chambre de combustion. Dans un moteur fusée, l'enveloppe de la chambre de combustion comporte une paroi longitudinale qui s'étend longitudinalement selon un axe longitudinal A, cet axe longitudinal A étant sensiblement l'axe de révolution de cette chambre de combustion. Cette paroi longitudinale de la chambre présente sur sa face externe des ailettes qui prolongent radialement vers l'extérieur cette paroi longitudinale et qui s'étendent le long de cette paroi. Une coque est destinée à entourer cette paroi longitudinale par l'extérieur en étant en contact avec les extrémités radialement externes (extrémités distales) des ailettes de façon à fermer les espaces entre ces ailettes. Ainsi, chaque espace entre deux ailettes adjacentes forme un canal qui n'est ouvert éventuellement qu'à ses extrémités longitudinales. Ce réseau de canaux est destiné à recevoir un liquide de refroidissement, par exemple de l'hydrogène liquide, qui, en circulant dans ces canaux, refroidit la paroi longitudinale qui est soumise, sur sa face interne, à des températures élevées de par la combustion qui se produit dans la chambre de combustion. Pour maximiser cet échange thermique au niveau de la paroi longitudinale, la paroi longitudinale et les ailettes sont réalisées en un alliage de cuivre. Outre son rôle de fermeture des canaux, la coque permet d'assurer la tenue structurale de la chambre de combustion, l'alliage de cuivre de la 3052502 2 paroi longitudinale présentant des caractéristiques mécaniques insuffisantes pour atteindre une résistance mécanique suffisante en fonctionnement. La coque est ainsi réalisée en un alliage plus résistant que le cuivre, par exemple un alliage à base de nickel ou de fer. 5 La fixation de cette coque sur les extrémités distales des ailettes pose cependant des difficultés liées à l'assemblage de deux matériaux aux propriétés sensiblement différentes. En effet, les alliages de cuivre utilisés sont non soudables ou difficilement soudables avec l'alliage de la coque longitudinale. Ainsi, il est impossible ou difficile de souder avec une tenue 10 satisfaisante les ailettes et la coque. On peut effectuer un brasage de la coque sur les ailettes, mais ce procédé est complexe (brasage dans une enceinte) et peu fiable (contraintes différentielles importantes entre l'alliage de cuivre et l'alliage de la coque). 15 On peut également fermer les canaux par dépôt électrolytique, ou par projection thermique ou par tout autre type de procédé de revêtement. Cependant il faut préalablement remplir les canaux puis, après fermeture, éliminer l'insert et garantir la non obstruction des canaux ; ceci conduit à des cycles de fabrication très longs avec de 20 nombreuses opérations sources de défauts potentiels à la liaison. La présente invention vise à remédier à ces inconvénients. L'invention vise à proposer une chambre de combustion de moteur fusée dont la paroi est en alliage de cuivre et dont les ailettes sont recouvertes par une coque de telle sorte que les espaces entre les ailettes 25 forment des canaux, dont la fabrication est facilitée et qui présente une tenue mécanique satisfaisante. Ce but est atteint grâce au fait que ladite partie proximale d'au moins une ailette, de préférence de chacune des ailettes, est réalisée en ledit premier alliage et ladite partie distale de ladite ailette est réalisée en un 30 second alliage qui est un alliage distinct du premier alliage, ladite partie médiane de ladite ailette entre ladite partie proximale et ladite partie distale présentant une composition qui varie graduellement avec la distance radiale audit axe longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre ladite partie proximale et ladite partie 35 médiane à 100% de second alliage au niveau de l'interface entre ladite partie médiane et ladite partie distale, ledit second alliage présentant une 3052 502 3 soudabilité avec ledit troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité dudit premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à celle dudit premier alliage. Grâce à ces dispositions, il est possible de réaliser un soudage de la 5 coque externe sur les ailettes, et ainsi de faciliter la fabrication de la chambre de combustion. Alternativement, ou en complément, les ailettes présentent une résistance mécanique qui est supérieure à celle d'ailettes réalisées entièrement en alliage de cuivre. L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une 10 chambre de combustion de moteur fusée. Selon l'invention ce procédé comprend les étapes suivantes : on réalise une ébauche en premier alliage comprenant une première portion incluant au moins la paroi interne longitudinale et une deuxième portion incluant au moins la partie proximale de chacune des 15 ailettes, on dépose sur au moins certaines zones de la surface radialement externe de la deuxième portion un matériau de façon à former une troisième portion incluant au moins la partie médiane de chacune desdites ailettes, la composition dudit matériau variant 20 graduellement avec la distance radiale audit axe longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre ladite deuxième portion et ladite troisième portion à 100% d'un second alliage au niveau de l'extrémité radialement externe de ladite troisième portion, ce second alliage étant un alliage distinct dudit premier alliage, 25 on dépose dudit second alliage sur au moins certaines zones de la surface radialement externe de la troisième portion de façon à former une quatrième portion incluant au moins la partie distale de chacune desdites ailettes, on entoure ladite quatrième portion avec ladite coque externe 30 réalisée en troisième alliage, ledit second alliage présentant une soudabilité avec ledit troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité dudit premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à celle dudit premier alliage. L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, 35 à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode de réalisation 3052502 4 représenté à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une coupe longitudinale d'une chambre propulsive de moteur fusée d'un moteur fusée comportant une chambre de 5 combustion selon l'invention, - la figure 2 est une coupe transversale de la chambre de combustion selon l'invention. La figure 1 montre une chambre propulsive en coupe longitudinale. La chambre propulsive comporte une chambre de combustion 1 selon 10 l'invention, et un divergent 80. La chambre de combustion 1 est de géométrie sensiblement annulaire, et s'étend selon un axe longitudinal A. La chambre de combustion 1 est entourée par une enveloppe longitudinale 2 comportant une paroi longitudinale dont la totalité ou une partie est une paroi interne longitudinale 10. Cette paroi interne 10 est 15 constituée d'un premier alliage qui est un alliage de cuivre. Cette paroi interne 10 de la chambre de combustion 1 présente sur sa face externe 15 des ailettes 20 qui prolongent radialement vers l'extérieur cette paroi interne 10 et qui s'étendent le long de cette paroi interne 10, comme représenté en figure 2 qui est une coupe transversale 20 de la chambre de combustion 1. L'espace entre deux ailettes 20 adjacentes quelconques forme un canal 40 qui s'étend le long de la paroi. Chaque canal 40 est par exemple orienté selon la direction longitudinale (axe longitudinal A), ou est par exemple hélicoïdal autour de l'axe longitudinal A. 25 Chaque ailette 20 présente une section par exemple rectangulaire, et chaque canal 40 présente une section par exemple rectangulaire, comme représenté en figure 2. Alternativement, les ailettes 20 et les canaux 40 présentent une section d'une autre géométrie. Par exemple, les ailettes 20 ont une hauteur constante, et identique 30 d'une ailette 20 à l'autre. Chacune des ailettes 20 présente ainsi une partie proximale 22, une partie médiane 25, et une partie distale 28. La partie proximale 22 est la partie la plus proche de la face externe 15 et de l'axe longitudinal A. La partie distale 28 est la partie la plus éloignée de l'axe longitudinal A, et 35 comprend l'extrémité 29 radialement externe de l'ailette 20. La partie médiane 25 est située entre la partie proximale 22 et la partie distale 28. 3052 502 5 Selon l'invention, la partie médiane 25 présente une composition qui varie graduellement avec la distance radiale à l'axe longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre la partie proximale 22 et la partie médiane 25 à 100% d'un second alliage au niveau de 5 l'interface entre la partie médiane 25 et la partie distale 28, la partie distale 28 étant constituée de ce second alliage. Par exemple, cette variation graduelle est linéaire en fonction de la distance à l'axe longitudinal A. La partie médiane 25 d'une ailette 20 est située à une certaine 10 distance de la base 21 de l'ailette 20, cette base 21 étant le lieu où la partie proximale 22 de l'ailette 20 rejoint la face externe 15 de la paroi interne 10. On définit cette distance comme la distance radiale séparant le milieu géométrique de la partie médiane 25 et la base 21. Cette distance est constante tout le long de la longueur de l'ailette 15 20. Cette distance est identique pour chacune des ailettes 20. L'épaisseur (hauteur radiale) de chaque partie médiane 25 est constante tout le long de la longueur de l'ailette 20 et est identique pour chacune des ailettes 20. Alternativement, cette épaisseur de la partie 20 médiane (25) à composition évolutive est évolutive longitudinalement, de façon à être adaptée localement aux sollicitations thermomécanique qui varient avec la position longitudinale au sein de la chambre de combustion. Le second alliage est un alliage qui est distinct du premier alliage. Le 25 second alliage est par exemple un alliage qui est autre qu'un alliage de cuivre. La chambre de combustion 1 comprend également une coque externe 30 qui entoure la paroi interne longitudinale 10 et les ailettes 20 (figure 2). La coque 30 est annulaire, et est située radialement à 30 l'extérieur des ailettes 20. La coque 30 est réalisée en un troisième alliage qui est distinct du premier alliage. Selon une première variante de l'invention, le second alliage présente une soudabilité avec le troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité du premier alliage avec ce troisième alliage. 35 Ainsi, il est possible de souder sans difficultés la coque 30 avec les extrémités distales 29 des ailettes 20. Dans le cas où la coque 30 est 3052 502 6 soudée sur les ailettes 20 la résistance mécanique de la chambre de combustion 1 est supérieure comparé au cas où la coque 30 n'est pas soudée sur les ailettes 20, notamment dans le cas où la liaison était réalisée par l'adhérence du dépôt électrolytique en sommet d'ailettes. 5 Chaque canal 40 est ainsi un canal fermé. Chaque espace entre deux ailettes 20 adjacentes quelconque forme ainsi un canal 40 fermé. On entend par canal fermé un canal qui n'est éventuellement ouvert qu'à ses extrémités, et dont la paroi latérale est continue. Selon l'autre variante de l'invention, la résistance mécanique du 10 deuxième alliage est supérieure à celle du premier alliage. Ainsi, la rigidité de la chambre de combustion 1 est augmentée par rapport au cas où les ailettes 20 sont constituée entièrement du premier alliage. Dans ce cas, la coque 30 peut ne pas être fixée sur les extrémités distales 29. Ainsi, il existe un espace entre les extrémités 29 des parties 15 distales 28 des ailettes 20 et la coque 30 de telle sorte que les espaces entre les ailettes 20 forment des canaux 40 ouverts. Par exemple, la coque 30 est fixée sur un composant de la chambre de combustion 1 à au moins une de ses extrémités longitudinales. Par exemple la coque 30 est fixée sur un composant de la chambre 20 de combustion 1 à ses deux extrémités longitudinales, c'est-à-dire à son extrémité amont et à son extrémité aval. Selon l'invention, le deuxième alliage peut à la fois présenter une soudabilité avec le troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité du premier alliage avec ce troisième alliage, et présenter une résistance 25 mécanique qui est supérieure à celle du premier alliage. Par exemple, ce second alliage est un alliage de nickel. Avantageusement, le troisième alliage et le second alliage sont identiques, ce qui permet une meilleure soudabilité entre ces deux alliages. 30 Avantageusement, pour chacune des ailettes 20, la distance radiale de la partie médiane 25 à la base 21 de l'ailette 20 dans un plan transversal P de cette ailette 20 varie en fonction de la position longitudinale de ce plan P le long de la chambre de combustion. Dans ce cas, par exemple, l'épaisseur (hauteur radiale) de chaque 35 partie médiane 25 reste constante avec la position longitudinale du plan P. 3052 502 7 Par exemple, cette distance radiale diminue au fur et à mesure que l'on passe de l'amont vers l'aval de la chambre de combustion. L'amont et l'aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz en fonctionnement normal de la chambre de combustion 1, c'est-à-dire 5 depuis les injecteurs de combustible et comburant vers l'ouverture de la chambre de combustion et le divergent 80. Par exemple, le plus en amont, cette distance est égale à la hauteur de l'ailette 20 diminuée d'une distance minimale correspondant à la profondeur de la soudure 31 dans l'ailette 20, c'est-à-dire que l'ailette 20 10 est réalisée entièrement en premier alliage sauf dans sa partie la plus externe dans laquelle est réalisée la soudure 31. Cette distance devient nulle le plus en aval, c'est-à-dire que l'ailette est réalisée entièrement en deuxième alliage. Ainsi, le long de la chambre de combustion 1, la conduction 15 thermique réalisée au moyen des ailettes 20 est maximale en amont et est minimale en aval, puisque le premier alliage présente une conduction thermique qui est supérieure à celle du deuxième alliage. Le refroidissement de la paroi interne 10 est donc minimal en aval de la chambre de combustion 1, ce qui permet d'éviter ou de minimiser la 20 formation d'eau liquide à l'intérieur de la partie aval de la chambre de combustion, là où le flux thermique venant des gaz de combustion est le plus faible du fait de la chute de pression dans la partie divergente de la chambre de combustion. En effet, dans l'état antérieur, pour certaines chambres de combustion, la température paroi pouvait être inférieure à la 25 température ambiante et ainsi la couche limite des gaz de combustion (gaz qui sont essentiellement de la vapeur d'eau dans le cas de combustion oxygène / hydrogène) pouvait devenir de l'eau liquide, ce qui pouvait poser des problèmes pour le fonctionnement du divergent 80. L'invention concerne également un procédé pour la réalisation d'une 30 chambre de combustion telle que décrite ci-dessus. Dans un premier exemple, ce procédé comprend les étapes suivantes : (a) On réalise, soit par un procédé de dépôt, soit par un procédé traditionnel de forgeage et d'usinage, une ébauche contenant la 35 paroi interne 10 ainsi que la partie proximale 22 des ailettes 20. Cette ébauche est constituée du premier alliage, 3052502 8 (b) On dépose sur l'extrémité radialement externe de chacune des partes proximales 22 un matériau de façon à former la partie médiane 25 de chacune desdites ailettes 20, la composition du matériau variant graduellement avec la distance radiale à l'axe 5 longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre la partie proximale 22 et la partie médiane 25 à 100% d'un second alliage au niveau de l'extrémité radialement externe de la partie médiane 25, ce second alliage étant un alliage distinct du premier alliage, 10 (c) On dépose du second alliage sur l'extrémité radialement externe de chacune des parties médianes 25 de façon à former la partie distale 28 de chacune des ailettes 20, (d) On entoure la paroi interne longitudinale 10 et les ailettes 20 par une coque externe 30 réalisée en un troisième alliage distinct du premier 15 alliage, le second alliage présentant une soudabilité avec le troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité du premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à celle du premier alliage. (e) La coque externe 30, qui peut avantageusement être constituée de 20 deux demi-coques ou de plusieurs parties distinctes, est ensuite soudée par transparence au sommet des ailettes 20 par un procédé de soudage qui peut être par exemple du soudage laser ou faisceau d'électron. Les différentes parties de la coque externe 30 sont assemblées par soudage également pendant la même opération et 25 avec le même procédé de soudage, ou dans une étape séparée avec éventuellement un autre procédé de soudage (TIG par exemple). Par exemple, aux étapes (a), (b) et (c), on effectue le dépôt par projection de poudre. Il peut s'agir d'une projection thermique, à plasma 30 ou à flamme, d'une projection à froid (généralement connu sous l'appellation « Cold Gaz Spraying ») ou encore d'un dépôt laser (généralement connu sous l'appellation « Laser Metal Deposition »). Ainsi, la réalisation de la partie médiane 25 est facilitée puisqu'il suffit d'augmenter la proportion de deuxième alliage par rapport au premier 35 alliage au fur et à mesure que l'on réalise cette partie médiane 25. Ainsi, la proportion de deuxième alliage augmente progressivement de 0% au 3052 502 9 début de la projection pour réaliser la partie médiane 25 à 100% à la fin de cette projection, la proportion de premier alliage diminuant en parallèle de 100% à 0%. Pour réaliser la partie proximale 22 on dépose uniquement de la 5 poudre de premier alliage, et pour réaliser la partie distale 28 on dépose uniquement de la poudre de deuxième alliage. Dans un deuxième exemple, le procédé comprend les étapes suivantes : (a) On réalise, soit par un procédé de dépôt, soit par un procédé 10 traditionnel de forgeage et d'usinage, une ébauche axisymétrique comprenant la paroi interne 10 ainsi qu'une deuxième portion coaxiale continue et axisymétrique possédant une hauteur correspond à la hauteur désirée pour la partie proximale 22 des ailettes 20. Cette ébauche est constituée du premier alliage, 15 (b) On dépose sur la surface externe de la deuxième portion une couche d'un matériau de façon à former une troisième portion coaxiale continue et axisymétrique possédant une hauteur correspondant à la hauteur désirée pour la partie médiane 25 des ailettes 20, la composition du matériau variant graduellement avec la distance radiale à l'axe 20 longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre la deuxième couche 22 et la troisième couche 25 à 100% d'un second alliage au niveau de la surface externe de la troisième portion 25, ce second alliage étant un alliage distinct du premier alliage, (c) On dépose une couche de second alliage sur la surface externe 25 de la troisième portion de façon à former une quatrième portion coaxiale continue et axisymétrique possédant une hauteur correspondant à la hauteur désirée pour la partie médiane 25 des ailettes 20, (d) On usine des canaux 40 dans les deuxième, troisième et quatrième portions de manière à former les ailettes 20, 30 (e) On entoure la paroi interne longitudinale 10 et les ailettes 20 par une coque externe 30 réalisée en un troisième alliage distinct du premier alliage, le second alliage présentant une soudabilité avec le troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité du premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à 35 celle du premier alliage. 3052502 10 (f) La coque externe 30, qui peut avantageusement être constituée de deux demi-coques ou de plusieurs parties distinctes, est ensuite soudée par transparence au sommet des ailettes 20 par un procédé de soudage qui peut être par exemple du soudage laser ou faisceau d'électron. Les 5 différentes parties de la coque externe 30 sont assemblées par soudage également pendant la même opération et avec le même procédé de soudage, ou dans une étape séparée avec éventuellement un autre procédé de soudage (TIG par exemple). 10 REVENDICATIONS1. Chambre de combustion (1) de moteur fusée s'étendant selon un axe longitudinal A et comprenant une enveloppe longitudinale, cette 5 enveloppe longitudinale comportant une paroi interne longitudinale (10) en un premier alliage qui est un alliage de cuivre et qui se prolonge sur sa face radialement externe (15) par une pluralité d'ailettes (20) s'étendant radialement vers l'extérieur, chacune desdites ailettes présentant une partie proximale (22), 10 une partie médiane (25), et une partie distale (28), et une coque externe (30) entourant ladite paroi interne longitudinale (10) et lesdites ailettes (20), ladite coque (30) étant réalisée en un troisième alliage distinct du premier alliage, dans lequel ladite partie proximale (22) d'au moins une ailette 15 (20) est réalisée en ledit premier alliage et ladite partie distale (28) de ladite ailette (20) est réalisée en un second alliage qui est un alliage distinct du premier alliage, ladite partie médiane (25) de ladite ailette (20) entre ladite partie proximale (22) et ladite partie distale (28) présentant une composition qui varie graduellement avec la distance radiale audit axe 20 longitudinal A depuis 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre ladite partie proximale (22) et ladite partie médiane (25) à 100% de second alliage au niveau de l'interface entre ladite partie médiane (25) et ladite partie distale (28), ledit second alliage présentant une soudabilité avec ledit troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité dudit 25 premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à celle dudit premier alliage. 2. Chambre de combustion (1) selon la revendication 1 caractérisée en ce que ledit second alliage et ledit troisième alliage sont 30 identiques. 3. Chambre de combustion (1) selon la revendication 1 ou 2 caractérisée en ce que ledit second alliage est un alliage de nickel. 35 4. Chambre de combustion (1) de moteur fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisée en ce que ladite coque 305 2 502 12 (30) est soudée sur les extrémités (29) des parties distales (28) desdites ailettes (20) de telle sorte que chaque espace entre deux ailettes (20) adjacentes quelconques forme un canal (40) fermé. 5. Chambre de combustion (1) de moteur fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisée en ce qu'il existe un espace entre les extrémités (29) des parties distales (28) desdites ailettes (20) et ladite coque (30) de telle sorte que les espaces entre lesdites ailettes (20) forment des canaux (40) ouverts. 6. Chambre de combustion (1) de moteur fusée selon la revendication 5 caractérisée en ce que ladite coque (30) est fixée sur un composant de ladite chambre de combustion (1) à au moins une de ses extrémités longitudinales. 7. Chambre de combustion (1) de moteur fusée selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 caractérisée en ce que pour chacune desdites ailettes (20), la distance radiale de ladite partie médiane 25 à la base (21) de ladite ailette (20) dans un plan transversal P de ladite ailette (20) varie en fonction de la position longitudinale de ce plan P le long de ladite chambre de combustion (1). 8. Procédé de fabrication d'une chambre de combustion (1) de moteur fusée s'étendant selon un axe longitudinal A et comprenant une 25 enveloppe longitudinale, cette enveloppe longitudinale comportant une paroi interne longitudinale (10) en un premier alliage qui est un alliage de cuivre, une pluralité d'ailettes (20) s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la face radialement externe (15) de la paroi interne 30 longitudinale (10), chacune desdites ailettes présentant une partie proximale (22), une partie médiane (25), et une partie distale (28), et une coque externe (30) entourant ladite paroi interne longitudinale (10) et lesdites ailettes (20), ladite coque (30) étant réalisée en un troisième alliage distinct du premier alliage, 35 ledit procédé comportant les étapes suivantes : 3052502 13 on réalise une ébauche en premier alliage comprenant une première portion incluant au moins la paroi interne longitudinale (10) et une deuxième portion incluant au moins la partie proximale (22) de chacune des ailettes (20), 5 on dépose sur au moins certaines zones de la surface radialernent externe de la deuxième portion (22) un matériau de façon à former une troisième portion incluant au moins la partie médiane (25) de chacune desdites ailettes (20), la composition dudit matériau variant graduellement avec la distance radiale audit axe longitudinal A depuis 10 100% de premier alliage au niveau de l'interface entre ladite deuxième portion (22) et ladite troisième portion (25) à 100% d'un second alliage au niveau de l'extrémité radialement externe de ladite troisième portion (25), ce second alliage étant un alliage distinct dudit premier alliage, on dépose dudit second alliage sur au moins certaines zones de 15 la surface radialement externe de la troisième portion (25) de façon à former une quatrième portion incluant au moins la partie distale (28) de chacune desdites ailettes (20), on entoure ladite quatrième portion (28) avec ladite coque (30) réalisée en troisième alliage, ledit second alliage présentant une 20 soudabilité avec ledit troisième alliage qui est supérieure à la soudabilité dudit premier alliage avec ce troisième alliage et/ou une résistance mécanique qui est supérieure à celle dudit premier alliage. 9. Procédé de fabrication selon la revendication 8, dans lequel la coque (30) est ensuite soudée par transparence au sommet des ailettes (20).