Brevet FR3109793A1 — publié le 20211105

L’invention concerne une plateforme (4) pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef, cette plateforme (4) étant configurée pour être solidaire d’un disque de soufflante entre deux aubes de soufflante adjacentes, la plateforme (4) comportant une paroi (5) longitudinale définissant une face externe aérodynamique (6). Selon l’invention, la plateforme (4) comprend une armature (9) longitudinale et une couche longitudinale composite (10), l’armature (9) étant monobloc et comportant deux peaux longitudinales (7, 8) respectivement interne (7) et externe (8) qui s’étendent l’une au-dessus de l’autre et sont reliées entre elles par des voiles (25), la couche composite (10) recouvrant la peau externe (8) de l’armature métallique (9) et définissant ladite face aérodynamique (6). Figure pour l’abrégé : Figure 2 PLATEFORME POUR UN ROTOR DE SOUFFLANTE D’UNE TURBOMACHINE D’AÉRONEF Domaine technique de l’invention La présente invention concerne une plateforme pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technique Il est connu de l’état de la technique un rotor de soufflante ayant un axe de rotation et comportant un disque de soufflante et des pales ou aubes de soufflante comportant des pieds emmanchés dans des alvéoles de la périphérie du disque. Chaque pale comprend un intrados, un extrados, un bord d’attaque et un bord de fuite. Le rotor de soufflante comprend en outre des plateformes intercalées entre les pales de soufflante et fixées à la périphérie du disque. Chaque plateforme comporte une face externe aérodynamique s’étendant le long dudit axe sensiblement depuis les bords d’attaque jusqu’aux bords de fuite des pales entre lesquelles cette plateforme est montée. Un tel rotor de soufflante est connu notamment du document EP-A1-1 970 537. D'un point de vue aérodynamique, chaque plateforme a pour fonction première de définir la veine d’entrée d’air dans la turbomachine. En outre, les plateformes doivent aussi être capables de résister à des efforts importants sans se déformer et en restant solidaires du disque qui les porte. De plus, chaque plateforme doit satisfaire à toutes les conditions d’opérations, à savoir assurer les performances pour toute l’enveloppe de fonctionnement, par exemple pour un vol d’aéronef, garantir les exigences de sécurité et garantir la disponibilité du rotor comme partie du moteur pour un usage commercial. En ce qui concerne la sécurité, chaque plateforme doit être apte à amortir une quantité importante d’énergie par écrasement de ses bords latéraux qui longent respectivement un intrados d’une aube et un extrados d’une aube adjacente. Afin de satisfaire ces différentes exigences, certaines configurations ont été proposées dans lesquelles les plateformes possèdent chacune une paroi permettant de définir la veine d’entrée d’air, d'assurer la rétention de la plateforme lorsque le moteur est en rotation, de limiter les déformations sous les effets des efforts centrifuges et de maintenir la plateforme en position lorsque le moteur est à l'arrêt. Par ailleurs, sur les nouveaux moteurs, la recherche de performances pousse à abaisser le rapport de moyeu pour gagner en section aérodynamique, comme décrit dans la publication WO-A1-2017/006054. Ceci mène à imposer un espace entre la veine et le disque de plus en plus réduit et donc une épaisseur de la paroi de plus en plus réduite. En conséquence, la plateforme se retrouve à devoir conjuguer un besoin de raideur pour fléchir le moins possible sous l’effort centrifuge, et un besoin d’encombrement limité qui empêche d’intégrer une paroi (ou caisson) trop encombrante qui pourrait apporter le niveau de raideur souhaité. La présente invention a notamment pour but de résoudre tout ou partie des problèmes précités. L’invention propose à cet effet une plateforme pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef, cette plateforme étant configurée pour être solidaire d’un disque de soufflante entre deux aubes de soufflante adjacentes, la plateforme comportant une paroi longitudinale définissant une face externe aérodynamique. Selon l’invention, la plateforme comprend une armature longitudinale et une couche longitudinale composite, l’armature étant monobloc et comportant deux peaux longitudinales respectivement interne et externe qui s’étendent l’une au-dessus de l’autre et sont reliées entre elles par des voiles, la couche composite recouvrant la peau externe de l’armature et définissant ladite face aérodynamique. Ainsi, grâce à l’invention, on peut séparer deux fonctions de la plateforme en réalisant la veine et les étanchéités via la couche composite d’une part, et en réalisant la raideur nécessaire de la plateforme par l’intermédiaire de l’armature d’autre part. On peut alors optimiser l’armature librement pour réaliser la raideur nécessaire et/ou diminuer l’épaisseur de la plateforme. En particulier, on sera libre de choisir le matériau de l’armature le plus adapté. En outre, les voiles de l’armature permettront de réaliser des géométries optimisées et très ajourées pour répondre au mieux aux besoins, notamment de raideur, tout en minimisant la masse par rapport aux géométries pleines des plateformes classiques de manière à mieux résister à l’effort centrifuge et/ou diminuer l’épaisseur de la plateforme. Une fois déchargée de la fonction de raideur, la partie composite pourra ainsi être allégée, tout en continuant à assurer ses fonctions de veine aérodynamique et d’interfaces avec les aubes et pièces environnantes. La plateforme selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes avec les autres ou en combinaison les unes avec les autres : l’armature est métallique ou à base de polymère ; la couche composite comprend une structure tissée ; la couche composite comprend une structure tissée en trois dimensions ; les peaux se rejoignent mutuellement aux extrémités longitudinales de l’armature ; l’armature comprend des bords latéraux en retrait par rapport à des bords latéraux de la couche composite ; l’armature comprend des extrémités longitudinales en retrait par rapport à des extrémités longitudinales de la couche composite ; le nombre de voiles est compris entre 4 et 12 ; et les voiles définissent entre elles des cavités qui débouchent sur les deux côtés de la plateforme ; en variante, elles pourraient être fermées. L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef, comportant un rotor de soufflante comprenant un disque de soufflante portant des aubes, des plateformes telles que décrites précédemment étant intercalées entre lesdites aubes. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d’un rotor de soufflante ; la figure 2 est une vue en perspective d’une plateforme selon l’invention ; la figure 3 est une vue en coupe de la plateforme de la figure 2 ; la figure 4 est une vue en perspective d’une armature de la plateforme de la figure 2 ; et la figure 5 est une vue de dessous de la plateforme de la figure 2. Description détaillée de l’invention On se réfère d’abord à la figure 1 qui montre une vue partielle en coupe axiale d’un rotor 1 de soufflante d’une turbomachine d’aéronef. Le rotor 1 a un axe longitudinal de rotation A et comporte un disque 2 de soufflante et des pales 3 ou aubes de soufflante comportant comme dispositif de rétention des pieds emmanchés dans des alvéoles de la périphérie du disque 2. Chaque aube 3 comprend un intrados, un extrados, un bord d’attaque 3a et un bord de fuite 3b. Le rotor 1 comprend également une virole amont 13 et une virole aval 14, les deux viroles 13,14 étant solidarisées au disque 2 de soufflante. Le rotor 1 de soufflante comprend des plateformes 4 configurées pour être solidaires du disque 2 de soufflante entre deux aubes 3 de soufflante adjacentes. Les plateformes 4 sont intercalées entre les aubes 3 de soufflante et fixées ou maintenues radialement à la périphérie du disque 2. Chaque plateforme 4 comporte une paroi 5 définissant une face externe aérodynamique 6 s’étendant le long de l’axe A sensiblement depuis les bords d’attaque 3a jusqu’aux bords de fuite 3b des aubes 3 entre lesquelles cette plateforme 4 est montée. La figure 1 montre un rotor 1 de soufflante d’une turbomachine d’aéronef dont les plateformes sont telles que l’invention vise à améliorer en particulier pour mieux traiter les efforts centrifuges en encore plus particulièrement concernant la paroi longitudinale et la stabilité en service de sa face externe 6. Comme illustrée sur les figures 2 et 3, la plateforme 4 comprend une première extrémité longitudinale 11, située du côté amont de la plateforme 4, c’est-à-dire destinée à être située du côté du bord d’attaque des aubes, et une deuxième extrémité longitudinale 12 située du côté aval de la plateforme 4, c’est-à-dire destinée à être située du côté des bords de fuite des aubes. Ces extrémités longitudinales 11, 12 sont destinées à coopérer avec le rotor et notamment avec les viroles du rotor de soufflante de manière à fixer la plateforme 4 sur le rotor. La fixation se fait par exemple par accrochage ou par engagement de la plateforme 4 avec le rotor. La plateforme 4 comprend par exemple pour cela un premier élément d’appui 30 destiné à collaborer avec une virole du rotor, par exemple par accrochage, et notamment par engagement du premier élément d’appui 30 avec une des viroles. Le premier élément d’appui 30 est ici situé au niveau de la première extrémité 11 de la plateforme 4. Le premier élément d’appui 30 comprend par exemple un pion d’engagement (non représenté) destiné à s’engager avec le rotor. La plateforme 4 peut également comprendre un deuxième élément d’appui 31, situé par exemple au niveau de la deuxième extrémité 12 de la plateforme 4 et également destiné à collaborer avec une virole du rotor, par exemple par accrochage ou engagement comme cité précédemment, et notamment par appui radial. Selon une variante de l’invention non représentée, la plateforme 4 peut comprendre une bride ou patte de fixation permettant de fixer la plateforme 4 au disque. La plateforme 4 peut comprendre la patte de fixation en plus du ou des éléments d’appuis 30, 31, par exemple au niveau d’une partie centrale de la plateforme, ou à la place du premier élément d’appui 30 et/ou du deuxième élément d’appui 31. La patte de fixation comprend par exemple un trou destiné à recevoir une vis de fixation au rotor. La plateforme 4 comprend en outre une armature monobloc longitudinale 9 et une couche longitudinale composite 10 qui recouvre l’armature 9 et qui définit la face aérodynamique 6. L’armature 9 est par exemple une structure métallique réalisée en particulier par fabrication additive. Alternativement, si le besoin de raideur est moindre, on préférera une armature 9 à base de polymère. La couche composite 10 comprend par exemple une structure tissée notamment en trois dimensions. L’utilisation du composite tissé en trois dimensions permet à la plateforme 4 d’être plus résistante aux impacts extérieurs, notamment aux impacts directs d’oiseau ou de grêle. La plateforme 4 présente ainsi un nombre de pièces réalisées en matériau tissé en trois dimensions réduit (uniquement la couche composite 10), de manière à simplifier le procédé de fabrication de la plateforme 4. En outre, l’utilisation du matériau tissé en trois dimensions concerne une partie de la plateforme qui n’a pas de fonction de tenue mécanique, ce qui permet de limiter davantage l’utilisation de ce matériau. L’armature 9 comprend deux peaux longitudinales respectivement interne 7 et externe 8 qui s’étendent l’une au-dessus de l’autre. Les peau interne 7 et externe 8 sont par exemple reliées entre elles par des voiles 25, notamment entre quatre et douze voiles, par exemple 7 ou par exemple 10. Les peaux 7, 8 se rejoignent mutuellement au niveau d’une première extrémité longitudinale 23 de la couche composite 10 située du côté amont de la plateforme 4 et d’une deuxième extrémité longitudinale 24 de la couche composite 10 située du côté aval de la plateforme 4. Les jonctions des peaux 7, 8 forment une première extrémité longitudinale 21 de l’armature 9 située du côté amont de la plateforme 4 et une deuxième extrémité longitudinale 22 de l’armature 9, située du côté aval de la plateforme 4. Les premières extrémités 21, 23, respectivement de l’armature 9 et de la couche composite 10, forment alors la première extrémité 11 de la plateforme 4 et les deuxièmes extrémités 22, 24, respectivement de l’armature 9 et de la couche composite 10, forment alors la deuxième extrémité 12 de la plateforme 4. L’armature 9 est notamment fixée à la couche composite 10 et est par exemple pour cela co-injectée avec la couche composite 10 lors de la fabrication de la plateforme 4. L’armature 9 est ainsi prisonnière et solidaire de la couche composite 10, par exemple au niveau des extrémités 21, 22 de l’armature 9, prisonnières des extrémités 23, 24 de la couche composite 10 et/ou au niveau de la peau externe 8, prisonnière d’une partie centrale 35 de la couche composite 10. On comprend ici que, lors du procédé de co-injection de l’armature 9 avec la couche composite 10, des couches de matière 10’, 10’’ de la couche composite 10 prennent en sandwich des parties de l’armature 9, notamment les extrémités 21, 22 et la peau externe 8, de manière à fixer l’armature 9 à la couche composite 10. La présence des extrémités 21, 22 de l’armature 9 dans les extrémités 23, 24 de la couche composite permet notamment de renforcer ces dernières de manière à créer des extrémités 11, 12 de la plateforme 4 particulièrement résistantes, notamment en vue de leurs fixations au rotor. Toujours en références aux figures 2 et 3 mais également à la figure 4, les voiles 25 s’étendent en particulier dans une orientation transversale par rapport à l’axe de rotation A de la soufflante de sorte que les voiles 25 présentent une orientation circonférentielle par rapport à l’axe de rotation A de la soufflante. Les voiles 25 s’étendent notamment transversalement à la face aérodynamique 6 de la plateforme, c’est-à-dire qu’elles sont inclinées selon un angle par rapport à la peau externe 8 voir également par rapport à la peau interne 7. Par exemple, les angles précités sont 5 degrés à 30 degrés par rapport à la perpendiculaire à la peau externe, par exemple 10 à 20 degrés. Les angles sont par exemple différents entre les différents voiles, transversalement à la face aérodynamique et le cas échéant par rapport à des plans perpendiculaires à l’axe de rotation du rotor en prenant par exemple soin de s’équilibrer les uns des autres pour ne pas déterminer un balourd. Les voiles peuvent aussi présenter une géométrie arquée avec des jambes et/ou des nervures et/ou être croisées toujours en reliant les deux peaux, pour permettre de maximiser les moments quadratiques au milieu de la plateforme. Les voiles 25 définissent entre elles des cavités 40 qui débouchent sur deux côtés ou bords latéraux 36, 37 de la plateforme 4. Chaque cavité 40 est alors formée par deux voiles 25 adjacentes, une partie de la peau interne 7 et une partie de la peau externe 8. Les cavités 40 peuvent être de différentes dimensions et formes, présentant ainsi entre elles des sections non uniformes. Elles s’étendent notamment de manière circonférentielle par rapport à l’axe de rotation A de la plateforme 4. La présence de voiles 25 offre une souplesse de réglage des épaisseurs et des formes de la plateforme 4 plus grande que les plateformes de l’art antérieur. En particulier, les voiles 25 offrent beaucoup de liberté pour optimiser la forme de l’armature 9. On peut ainsi garder une certaine raideur tout en réduisant la masse de la plateforme, de manière à mieux résister à l’effort centrifuge et/ou à limiter l’encombrement sous la veine. L’invention permet donc d’obtenir de la raideur dans le sens longitudinal de la plateforme, tout en conservant en amont une hauteur sous veine la plus faible possible. Comme illustrée à la figure 5, l’armature 9 comprend des bords latéraux 15, 16 s’étendant sensiblement parallèlement à l’axe A et entre lesquels s’étendent les voiles et les cavités. La couche composite 10 comprend également des bords latéraux 17, 18, s’étendant sensiblement parallèlement à l’axe A et qui sont notamment destinés à collaborer avec les aubes. Les bords latéraux 15, 16 de l’armature sont en particulier situés en retrait par rapport aux bords latéraux 17, 18 de la couche composite 10. De la même manière, les extrémités longitudinales 21, 22 de l’armature 9 sont en retrait par rapport aux extrémités longitudinales 23, 24 de la couche composite 10. Le retrait des bords latéraux 15, 16 et des extrémités longitudinales 21, 22 de l’armature 9 par rapport respectivement aux bords latéraux 17, 18 et aux extrémités longitudinales 23, 24 de la couche composite 10 facilite notamment le procédé de co-injection de l’armature 9 avec la couche composite 10 en permettant à de la matière composite de la couche composite 10 de venir englober les bords latéraux 15, 16 et les extrémités longitudinales 21, 22 de l’armature 9. Plateforme (4) pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef, cette plateforme (4) étant configurée pour être solidaire d’un disque (2) de soufflante entre deux aubes de soufflante adjacentes, la plateforme (4) comportant une paroi (5) longitudinale définissant une face externe aérodynamique (6), caractérisée en ce que la plateforme (4) comprend une armature longitudinale (9) et une couche longitudinale composite (10), l’armature (9) étant monobloc et comportant deux peaux longitudinales (7, 8) respectivement interne (7) et externe (8) qui s’étendent l’une au-dessus de l’autre et sont reliées entre elles par des voiles (25), la couche composite (10) recouvrant la peau externe (8) de l’armature (9) et définissant ladite face aérodynamique (6). Plateforme (4) selon la revendication 1, dans laquelle l’armature (9) est métallique ou à base de polymère. Plateforme (4) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la couche composite (10) comprend une structure tissée. Plateforme (4) selon la revendication 3, dans laquelle la couche composite (10) comprend une structure tissée en trois dimensions. Plateforme (4) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les peaux (7, 8) se rejoignent mutuellement aux extrémités (21, 22) longitudinales de l’armature (9). Plateforme (4) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l’armature (9) comprend des bords latéraux (15, 16) en retrait par rapport à des bords latéraux (17, 18) de la couche composite (10). Plateforme (4) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l’armature (9) comprend des extrémités longitudinales (21, 22) en retrait par rapport à des extrémités longitudinales (23, 24) de la couche composite (10). Plateforme (4) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le nombre de voiles (25) est compris entre 4 et 12. Plateforme (4) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les voiles (25) définissent entre elles des cavités (40) qui débouchent sur les deux côtés de la plateforme (4). Turbomachine d’aéronef, comportant un rotor de soufflante comprenant un disque (2) de soufflante portant des aubes, des plateformes (4) selon l’une des revendications précédentes étant intercalées entre lesdites aubes (3).