Brevet FR3102391A1 — publié le 20210430

Préforme fibreuse tissée pour réaliser une pièce en matériau composite, notamment une aube de turbomachine L’invention concerne une préforme fibreuse (100) destinée à former le renfort fibreux d’une pièce en matériau composite (1), en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel, la préforme comprenant une première peau (110), une deuxième peau (120), et une portion centrale (130) reliant la première peau à la deuxième peau, la portion centrale étant destinée à former un élément de raidissement (4) de la pièce. Dans un plan transversal de la préforme : des fils transversaux de la première peau (t 1 -t 8 ) et de la deuxième peau (t 9 -t 16 ) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion centrale, les fils d’une première paire de fils transversaux (t 5 -t 6 , t 7 -t 8 ) de la première peau et d’une deuxième paire de fils transversaux (t 9 -t 10 , t 11 -t 12 ) de la deuxième peau sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion centrale en étant tissés séparément avec des fils longitudinaux dans ladite portion, un fil (t 7 , t 8 ) de la première paire un fil de la deuxième paire (t 9 ) se croisent au moins deux fois dans la portion centrale. L’invention vise aussi une pièce et une aube de turbomachine comprenant une telle préforme. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Préforme fibreuse tissée pour réaliser une pièce en matériau composite, notamment une aube de turbomachine La présente invention se rapporte au domaine général des pièces en matériau composite. Plus précisément, l’invention se rapporte à une préforme fibreuse pour former une pièce en matériau composite raidie, et son application à la fabrication d’une aube de turbomachine aéronautique. De façon bien connue, une pièce en matériau composite peut être obtenue par réalisation d’une préforme fibreuse et densification de la préforme par une matrice. Selon l’application envisagée, la préforme peut être en fibres de verre, carbone ou céramique, et la matrice peut être en un matériau organique (polymère), en carbone ou en céramique. Pour les pièces de forme relativement complexe, il est connu de réaliser une structure fibreuse ou ébauche en une seule pièce par tissage tridimensionnel (3D) ou multicouches et de mettre en forme la structure fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle de la pièce à fabriquer. Dans le domaine de la fabrication d’aubes de turbomachine en matériau composite, on cherche toujours à augmenter la tenue mécanique de l’aube tout en réduisant sa masse. S’il est aujourd’hui possible de fabriquer des aubes creuses en matériau composite à partir d’une préforme fibreuse tissée en une seule pièce, leur raideur doit toujours être améliorée, notamment lorsqu’il s’agit d’aubes directrices d’entrée ou de sortie (IGV ou OGV). Ainsi, il existe toujours un besoin pour une préforme fibreuse en une seule pièce qui permette d’obtenir des pièces en matériau composite conciliant une masse réduite et une raideur améliorée. Selon un aspect de l’invention, ce but est atteint par une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d’une pièce en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale de la pièce avec une pluralité de fils ou torons transversaux, la préforme comprenant une première peau, une deuxième peau, et une portion centrale reliant la première peau à la deuxième peau, la portion centrale étant destinée à former un élément de raidissement de la pièce le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme : - des fils ou torons transversaux de la première peau et de la deuxième peau sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion centrale, - les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, - les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et - au moins un fil ou toron de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire se croisent au moins deux fois dans la portion centrale. Par « tissage tridimensionnel », « tissage 3D », « tissage multicouches » on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de chaîne (ou fils longitudinaux) lient des fils de trame (ou fils transversaux) sur plusieurs couches de trame. Un tel tissage peut être réalisé dans un métier à tisser de type jacquard, de façon connue en soi. La préforme fibreuse selon l’invention présente l’avantage d’être réalisable en une seule étape de tissage, et de présenter une portion centrale qui servira, lorsque la préforme constitue le renfort fibreux d’une pièce en matériau composite, d’élément de raidissement le long d’une direction longitudinale de la pièce. La portion centrale est ainsi formée à partir de paires de fils ou torons transversaux qui sont dédoublées (séparées) en fils ou torons unitaires tissés ensuite séparément avec des fils ou torons longitudinaux qui sont ajoutés au niveau de la portion centrale. Par ce mode de tissage à partir de paires dédoublées, la portion centrale est ainsi liée par tissage aux peaux, ce qui assure une bonne tenue de l’ensemble. En outre, il n’est pas nécessaire d’insérer des fils ou torons transversaux pour réaliser la portion centrale, ce qui simplifie le tissage de la préforme. Le croisement de fils ou torons longitudinaux provenant de la première et de la deuxième peau permet d’assurer la liaison par tissage des peaux avec la portion centrale, tout en augmentant la tenue mécanique de l’ensemble. Dans un exemple de réalisation, au moins une partie des fils ou torons longitudinaux présents dans la portion centrale peut présenter un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux présents dans la première et la deuxième peau. Cette caractéristique permet d’augmenter la raideur de l’élément de raidissement qui sera formé à partir de la portion centrale lorsque la préforme sera densifiée pour former une pièce en matériau composite. Par exemple le titre des fils ou torons longitudinaux dans les peaux peut être inférieur ou égal à 24k, et le titre des fils ou torons longitudinaux dans la portion centrale peut être supérieur ou égal à 96k. Dans un exemple de réalisation, chacune de la première et de la deuxième peau peut présenter du côté opposé à la portion centrale un tissage bidimensionnel en surface. Ainsi, la surface de la pièce en matériau composite comprenant une telle préforme sera plus lisse. Dans un exemple de réalisation, les fils ou torons longitudinaux peuvent être des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux peuvent être des fils ou torons de trame. L’invention a aussi pour objet une pièce en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme fibreuse telle que celle présentée ci-avant, la pièce ayant une première paroi et une deuxième paroi formées par la première peau et la deuxième peau de la préforme fibreuse entre lesquelles s’étend un élément de raidissement formé par la portion centrale de ladite préforme. L’élément de raidissement permet de reprendre les efforts s’exerçant sur la pièce en augmentant la raideur de celle-ci. Dans un exemple de réalisation, la pièce peut constituer une aube de turbomachine aéronautique, la première paroi et la deuxième paroi correspondant respectivement à une face intrados et à une face extrados de l’aube. L’aube peut en particulier constituer une aube directrice d’entrée ou de sortie de turbomachine aéronautique. L’emploi d’une préforme fibreuse selon l’invention est avantageux pour cette application car une telle aube présente des fonctions structurales pour le moteur, entre un cœur de celui-ci et un carénage externe. L’élément de raidissement augmente la tenue mécanique de l’aube en traction et en compression. L’aube peut ainsi être creuse, et comprendre deux cavités qui s’étendent longitudinalement de part et d’autre de l’élément de raidissement, ce qui permet de réduire sa masse par rapport à une aube pleine. Dans un exemple de réalisation, l’aube peut comprendre une paire de brides centrale et au moins une paire de brides latérale à au moins une extrémité longitudinale, la paire de brides centrale étant formée à partir d’une déliaison ménagée dans la portion centrale de la préforme fibreuse et la paire de brides latérale étant formée par prolongement de la première peau et de la deuxième peau de la préforme fibreuse. Une telle déliaison peut être obtenue en omettant localement de lier entre elles des couches de fils adjacentes (ici de fils longitudinaux), ce qui permet un dépliage des parties de préforme fibreuse adjacentes à la déliaison. Cette caractéristique permet d’obtenir une continuité du renfort fibreux de la pièce jusqu’aux brides de fixation de l’aube, ce qui en augmente la fiabilité et la tenue mécanique. Dans un exemple de réalisation, l’aube peut comprendre un profil aérodynamique s’étendant transversalement entre un bord d’attaque et un bord de fuite, le bord d’attaque et/ou le bord de fuite étant formé par repli de la première ou de la deuxième peau de la préforme fibreuse sur la deuxième ou la première peau de la préforme fibreuse. On peut ainsi obtenir un bord d’attaque et/ou de fuite qui présente une forme conforme aux exigences et un bon état de surface. En outre, en réalisant le bord d’attaque et/ou le bord de fuite de la sorte, on réduit le risque d’ouverture du bord d’attaque et/ou de fuite en cas d’impact ou de fortes vibrations. Dans un exemple de réalisation, une partie d’extrémité de la première ou de la deuxième peau repliée peut être logée dans une déliaison ménagée dans la deuxième ou dans la première peau. On peut ainsi masquer l’extrémité de la peau qui est repliée à l’intérieur de la déliaison ménagée dans l’autre peau, afin d’obtenir un bon état de surface sur la face intrados et/ou extrados de l’aube. De même, en réalisant le bord d’attaque et/ou le bord de fuite de la sorte, on réduit le risque d’ouverture du bord d’attaque et/ou de fuite en cas d’impact ou de fortes vibrations. Dans un exemple de réalisation, l’aube peut comprendre un profil aérodynamique s’étendant transversalement entre un bord d’attaque et un bord de fuite, le bord d’attaque et/ou le bord de fuite étant formé par un tissu rapporté sur la première et la deuxième peau de la préforme fibreuse. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures : La figure 1 montre une pièce en matériau composite selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 2 montre un exemple d’armure de tissage selon un plan transversal d’une préforme fibreuse selon un mode de réalisation de l’invention. La figure 3 est une vue très schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine aéronautique. La figure 4 est une vue schématique d’une aube directrice d’entrée de turbomachine aéronautique. La figure 5 montre une vue en coupe longitudinale de l’aube de la figure 4 au niveau d’une de ses brides de fixation. La figure 6 montre une vue en coupe longitudinale de l’aube de la figure 4 au niveau d’une autre de ses brides de fixation. La figure 7 montre une première façon de former un bord d’attaque ou un bord de fuite d’une aube de turbomachine aéronautique à partir d’une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l’invention. La figure 8 montre une deuxième façon de former un bord d’attaque ou un bord de fuite d’une aube de turbomachine aéronautique à partir d’une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l’invention. La figure 9 montre une première façon de former un bord d’attaque ou un bord de fuite d’une aube de turbomachine aéronautique à partir d’une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l’invention. La figure 1 montre un exemple de pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice, dont le renfort fibreux peut être obtenu à partir d’une préforme fibreuse selon l’invention. La pièce 1 comprend une première paroi 2, une deuxième paroi 3 et un élément de raidissement 4 s’étendant entre la première paroi 2 et la deuxième paroi 3. L’élément de raidissement 4 prend la forme d’une poutre qui s’étend ici selon une direction longitudinale L de la pièce 1 entre les parois 2 et 3. Chaque paroi 2, 3 s’étend selon la direction longitudinale L et selon une direction transversale T perpendiculaire à la direction longitudinale L. La figure 2 montre une vue en coupe transversale d’une préforme fibreuse 100 selon un mode de réalisation de l’invention utilisée pour former le renfort fibreux de la pièce de la figure 1. La préforme 100 comprend une première peau 110 destinée à former ici la première paroi 2 de la pièce 1, et une deuxième peau 120 destinée à former ici la deuxième paroi 3 de la pièce 1. La première peau 110 et la deuxième peau 120 sont reliées par une portion centrale 130 destinée à former l’élément de raidissement 4 de la pièce 1. Sur la figure 2 sont représentées des couches c 1 -c 16 de fils ou torons de chaîne (longitudinaux) et les trajets de fils ou torons de trame t 1 -t 16 (transversaux). Par souci de simplification, on parlera de fils de chaîne et de fils de trame dans la suite de la description. La figure 2 montre ainsi un plan de trame de la préforme fibreuse 100. Les fils de trame lient entre eux des fils de chaîne appartenant à des couches de fils de chaîne différentes, exception faite de fils de trame qui peuvent être présents en surface pour réaliser un tissage bidimensionnel et de la présence éventuelle de déliaisons locales entre couches de fils de chaîne adjacentes. Différentes armures de tissage 3D ou multi-couches peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-toile, par exemple, comme décrit dans le document WO 2006/136755. La première peau 110 comprend ici quatre couches de fils de chaîne c 1 -c 4 , qui sont liées par des fils de trame t 1 -t 8 . La deuxième peau 120 comprend de manière similaire quatre couches de fils de chaîne c 13 -c 16 , qui sont liées par des fils de trame t 9 -t 16 . La portion centrale comprend quant à elle huit couches de fils de chaîne c 5 -c 12 . On notera qu’il y a, dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, deux fois plus de fils de trame que de couches de fils de chaîne car les fils de trame sont tissés par paires dans certaines parties des peaux 110 et 120. La première peau 110 peut être divisée en trois parties 110a, 110b et 110c le long de la direction transversale. La première partie 110a et la troisième partie 110c constituent des parties libres de la première peau 110 qui sont situées de part et d’autre de la portion centrale 130. Dans la première 110a et dans la troisième partie 110c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t 1 et t 2 sont tissés ensemble dans la partie 110a et dans la partie 110c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 110a et 110c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la première peau 110 opposée à la portion centrale 130, et dans les parties 110a et 110c le tissage des fils de trame t 1 et t 2 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite. De manière similaire, la deuxième peau 120 peut être divisée en trois parties 120a, 120b et 120c le long de la direction transversale T. La première partie 120a et la troisième partie 120c constituent des parties libres de la deuxième peau 120 qui sont situées de part et d’autre de la portion centrale 130. Dans la première 120a et dans la troisième partie 120c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t 15 et t 16 sont tissés ensemble dans la partie 120a et dans la partie 120c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 120a et 120c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la deuxième peau 120 opposée à la portion centrale 130, et dans les parties 120a et 120c le tissage des fils de trame t 15 et t 16 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite. Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t 1 -t 2 , t 3 -t 4 , t 5 -t 6 et t 7 -t 8 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion centrale 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 110b et dans la portion centrale 130. Par « tissés séparément » on entend que les fils ne suivent plus le même trajet. La séparation des paires (ou dédoublement des paires) permet ainsi de doubler le nombre de fils de trame disponibles au niveau de la portion centrale pour pouvoir tisser celle-ci avec des couches de fils de chaîne supplémentaires. Ainsi, les fils de trame t 1 à t 4 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c 1 à c 4 dans la partie 110b de la première peau 110, alors que les fils de trame t 5 à t 8 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c 5 , c 6 , c 8 et c 9 dans la portion centrale 130. Une partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la première peau 110, et une autre partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion centrale 130. Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t 9 -t 10 , t 11 -t 12 , t 13 -t 14 et t 15 -t 16 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion centrale 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 120b et dans la portion centrale 130. Ainsi, les fils de trame t 13 à t 16 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c 13 à c 16 dans la partie 120b deuxième peau 120, alors que les fils de trame t 9 à t 12 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c 7 , c 10 à c 12 dans la portion centrale. Une partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la deuxième peau 120, et une autre partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion centrale 130. Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires obtenus par dédoublement des paires de fils de trame sont tissés chacun avec une seule couche de fils de chaîne différente dans les parties 110b et 120b et dans la portion centrale 130. Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires t 7 et t 8 provenant de la première portion 110 croisent le fil de trame t 9 provenant de la deuxième portion 120 dans la portion centrale 130. Ce croisement permet ici que les couches de fils de chaîne c 7 , c 8 et c 9 soient liées à la première peau 110 par les fils de trame t 7 et t 8 , et à la deuxième peau 120 par le fil de trame t 9 . Bien entendu, d’autres armures de tissage peuvent être envisagées en conservant le croisement, au moins deux fois, de fils de trame provenant de la première 110 et de la deuxième 120 peau dans la portion centrale 130 afin d’assurer la cohésion de la préforme 100. Ainsi, dans cet exemple, une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la première peau 110 croise une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la deuxième peau 120 ; les autres fils de trame unitaires étant tissés avec des couches de fils de chaîne différentes sans se croiser entre eux. Dans l’exemple illustré, il y a quatre fils de chaîne par colonne dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, soit huit fils par colonne au niveau des parties libres 110a, 120a, 110c, 120c des peaux. Le nombre de fils de chaînes d’une même colonne de chaîne est ici progressivement augmenté pour atteindre seize fils de chaîne par colonne dans la préforme au niveau de la portion centrale 130. Dans cet exemple, les fils de trame des paires de fils de trame sont séparés au niveau de colonnes de chaîne différentes, c’est-à-dire à des emplacements différents le long de la direction transversale T, cela permet une introduction progressive des nouveaux fils de chaîne et un tissage plus aisé. Il peut être avantageux que le titre (c’est-à-dire nombre de filaments moyen constituant les fils) des fils de chaîne des couches c 5 à c 12 dans la portion centrale 130 soit supérieur au titre des fils de chaîne des couches c 1 à c 4 et c 13 à c 16 dans les peau 110 et 120, afin d’augmenter la fonction de raidissement de la portion centrale 130 dans une pièce en matériau composite. La figure 3 montre une vue schématique en coupe longitudinale d’un turboréacteur à double flux 10 centré sur l’axe X. Il comporte, d’amont en aval : une soufflante 11, un compresseur basse pression 12, un compresseur haute pression 13, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 15, et une turbine basse pression 16. A l’entrée du turboréacteur 10, le flux d’air entrant dans la soufflante 11 est divisé en un flux primaire ou flux chaud, et en un flux secondaire ou flux froid. Le canal d’écoulement du flux secondaire comprend classiquement un redresseur muni d’aubes directrices de sortie 200 (ou « OGV » pour « Outlet Guide Vane ») disposées en aval de la soufflante 11, qui ont notamment pour fonction de redresser le flux froid en sortie de la soufflante 11 pour en tirer le maximum de poussée. Ces aubes 200 ont également une fonction structurale et doivent notamment être capables de supporter des efforts exercés par le moteur en fonctionnement, ou un choc du à l’ingestion d’un objet par la soufflante 11, ou encore le détachement d’une aube de la soufflante 11. Ainsi, ces aubes 200 doivent à la fois présenter des propriétés mécaniques satisfaisantes tout en étant suffisamment légères pour améliorer le rendement propulsif du moteur. Un exemple d’utilisation d’une préforme 100 selon un mode de réalisation de l’invention pour fabriquer une aube de turbomachine aéronautique en matériau composite, notamment une aube directrice de sortie 200, va à présent être décrit en lien avec les figures 4 à 9. La figure 4 montre de façon très schématique une aube directrice de sortie 200 d’une turbomachine aéronautique. L’aube 200 s’étend selon la direction longitudinale L, et selon la direction transversale T entre un bord d’attaque 201 et un bord de fuite 202. Elle présente en outre une face intrados 210 et une face extrados 220. A chacune de ses extrémités longitudinales, l’aube 200 présente une paire de brides centrale 230 et deux paires de brides latérales 240 qui permettent sa fixation dans le moteur par le biais de trous de fixation 231, 241. L’aube 200 est creuse et comprend deux cavités longitudinales 203 débouchant à chaque extrémité longitudinale de l’aube 200. Les cavités longitudinales sont séparées par un élément de raidissement 204 qui s’étend entre les faces intrados 210 et extrados 220 le long de la direction longitudinale L. L’aube 200 est en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice. Le renfort fibreux de l’aube 200 (illustré dans une coupe à mi-hauteur sur l’aube 200 de la figure 4) est ici obtenu à partir d’une préforme fibreuse 100 telle que celle illustrée sur la figure 2. En particulier, la première 110 et la deuxième 120 peaux de la préforme fibreuse 100 forment les faces intrados et extrados de l’aube 200, et la portion centrale 130 de la préforme 100 forme l’élément de raidissement 204. Les peaux 110 et 120 de la préforme fibreuse 100 sont jointes à leurs extrémités libres afin de former les bords de l’aube 200. La figure 5 montre une vue en coupe longitudinale du renfort fibreux de l’aube 200 au niveau de la paire de brides centrale 230. On peut voir que le renfort fibreux est continu entre l’élément de raidissement 204 et les extrémités des brides de la paire de brides 230. La paire de brides centrale 230 est en effet obtenu à partir d’une déliaison 232 ménagée dans la préforme fibreuse 100 au cours de son tissage. Pour obtenir une telle déliaison, on a omis volontairement de tisser entre elles des couches de fils longitudinaux par des fils transversaux de façon à pouvoir déplier la préforme. Afin de combler l’espace créé par le dépliage des portions déliées de la préforme fibreuse, un insert 233 peut être placé au niveau de la déliaison 232. La figure 6 montre une vue en coupe longitudinale du renfort fibreux de l’aube 200 au niveau d’une paire de brides latérale 240. On peut voir que le renfort fibreux est continu entre les faces intrados et extrados, et les extrémités des brides de la paire de brides 240. La paire de brides latérales 240 est en effet obtenue par prolongement des première 110 et deuxième 120 peau de la préforme fibreuse 100 et dépliage de celles-ci au-delà de l’extrémité de l’aube 200. Sur les figures 7 à 9 on a représenté différentes façons de former le bord d’attaque 201 ou le bord de fuite 202 de l’aube 200 à partir de préformes fibreuses selon différents modes de réalisation de l’invention. Les figures 7 à 9 montrent schématiquement des coupes transversales de préformes fibreuses. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 7, la préforme fibreuse 100 utilisée est similaire à celle illustrée sur la figure 2. Pour former le bord de l’aube 200, on rapporte un tissu 140 sur les extrémités jointes des première 110 et deuxième 120 peaux. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 8, la préforme fibreuse 100’ utilisée comporte toujours une première peau 110 et une deuxième peau 120, comme pour la préforme 100 de la figure 2. La deuxième peau 120 présente, du côté du bord à former, une longueur plus importante dans la direction transversale que la première peau 110. La partie 121 de la deuxième peau 120 qui s’étend au-delà de la première peau peut présenter un tissage bidimensionnel, par exemple de type toile. Pour former le bord, on replie la partie 121 de la deuxième peau 120 sur la première peau 110 afin de recouvrir la frontière entre les deux peaux 110 et 120. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 9, la préforme fibreuse 100’’ est similaire à la préforme fibreuse 100’ en ce que la deuxième peau 120 présente une partie 121 qui s’étend au-delà de la première peau 110 dans la direction transversale. La partie 121 peut présenter un tissage bidimensionnel, par exemple de type toile. En outre, la première peau 110 comporte ici une déliaison 111 débouchant en surface et qui s’étend selon la direction transversale à l’intérieur de la première peau 110. Pour former le bord, on replie la partie 121 de la deuxième peau 120 sur la première peau 110, et on insère la partie 121 à l’intérieur de la déliaison 111. Ainsi, l’extrémité de la partie 121 est logée dans la première peau 110 ce qui confère un état de surface plus régulier à la face de l’aube 200 qui sera formée par la première peau 110. On notera qu’il est possible de recouvrir le bord d’attaque 201 de l’aube 200 d’un clinquant métallique pour augmenter la solidité de l’aube 200 en cas d’impact avec un objet. De manière générale, les fibres de la préforme fibreuse sont en un matériau choisi en fonction de l’application envisagée, par exemple en verre, en carbone ou en céramique. La densification de la préforme fibreuse par une matrice pour obtenir une pièce en matériau composite est réalisée en maintenant la préforme dans un outillage de conformation au moins jusqu’à rigidification (ou consolidation) de la préforme. Des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former des parties creuses dans la pièce et empêcher leur remplissage par une matrice. En particulier, des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former les parties creuses 203 de l’aube 200. La matrice est de nature choisie en fonction de l’application envisagée, par exemple une matrice organique obtenue notamment à partir d’une résine précurseur de matrice polymère telle qu’une résine époxyde, bismaléimide ou polyimide, ou une matrice en carbone ou une matrice en céramique. Dans le cas d’une matrice organique, la préforme fibreuse est imprégnée par une composition contenant la résine précurseur de matrice, avant conformation dans un outillage, ou après conformation, l’imprégnation étant dans ce dernier cas réalisée par exemple par infusion ou un procédé de type RTM (« Resin Transfer Molding ») dans un moule adapté. Dans le cas d’une matrice en carbone ou en céramique, la densification pourra être réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI (« Chemical Vapour Infiltration ») ou par imprégnation par une composition liquide contenant une résine précurseur de carbone ou de céramique et traitement thermique de pyrolyse ou céramisation du précurseur, ces procédés étant bien connus en soi. Préforme fibreuse (100) destinée à former le renfort fibreux d’une pièce en matériau composite (1) à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux (c 1 -c 16 ) s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale (L) de la pièce avec une pluralité de fils ou torons transversaux (t 1 -t 16 ), la préforme comprenant une première peau (110), une deuxième peau (120), et une portion centrale (130) reliant la première peau à la deuxième peau, la portion centrale étant destinée à former un élément de raidissement (4) de la pièce le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme : - des fils ou torons transversaux de la première peau (t 1 -t 8 ) et de la deuxième peau (t 9 -t 16 ) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion centrale, - les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux (t 5 -t 6 , t 7 -t 8 ) de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, - les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux (t 9 -t 10 , t 11 -t 12 ) de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et - au moins un fil ou toron (t 7 , t 8 ) de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire (t 9 ) se croisent au moins deux fois dans la portion centrale. Préforme fibreuse selon la revendication 1, dans laquelle au moins une partie des fils ou torons longitudinaux (c 5 -c 12 ) présents dans la portion centrale (130) présentent un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux (c 1 -c 4 , c 13 -c 16 ) présents dans la première (110) et la deuxième peau (120). Préforme fibreuse selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle chacune de la première (110) et de la deuxième peau (120) présente du côté opposé à la portion centrale (130) un tissage bidimensionnel en surface. Préforme fibreuse selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle les fils ou torons longitudinaux (c 1 -c 16 ) sont des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux (t 1 -t 16 ) sont des fils ou torons de trame. Pièce (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme fibreuse (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, la pièce ayant une première paroi (2) et une deuxième paroi (3) formées par la première peau (110) et la deuxième peau (120) de la préforme fibreuse (100) entre lesquelles s’étend un élément de raidissement (4) formé par la portion centrale (130) de ladite préforme. Pièce selon la revendication 5, constituant une aube de turbomachine aéronautique (200), la première paroi (2) et la deuxième paroi (3) correspondant respectivement à une face intrados (210) et à une face extrados (220) de l’aube. Pièce selon la revendication 6, comprenant une paire de brides centrale (230) et au moins une paire de brides latérale (240) à au moins une extrémité longitudinale, la paire de brides centrale étant formée à partir d’une déliaison (232) ménagée dans la portion centrale (130) de la préforme fibreuse (100) et la paire de brides latérale étant formée par prolongement de la première peau (110) et de la deuxième peau (120) de la préforme fibreuse. Pièce selon la revendication 6 ou 7, comprenant un profil aérodynamique s’étendant transversalement entre un bord d’attaque (201) et un bord de fuite (202), le bord d’attaque et/ou le bord de fuite étant formé par repli de la première (110) ou de la deuxième (120) peau de la préforme fibreuse (100) sur la deuxième (120) ou la première (110) peau de la préforme fibreuse. Pièce selon la revendication 8, dans laquelle une partie d’extrémité de la première (110) ou de la deuxième (120) peau repliée est logée dans une déliaison (111) ménagée dans la deuxième (120) ou dans la première (110) peau. Pièce selon la revendication 6 ou 7, comprenant un profil aérodynamique s’étendant transversalement entre un bord d’attaque (201) et un bord de fuite (202), le bord d’attaque et/ou le bord de fuite étant formé par un tissu rapporté (140) sur la première (110) et la deuxième (120) peau de la préforme fibreuse (100).