Brevet FR3118891A1 — publié le 20220722

La présente invention concerne un procédé de fabrication d’un injecteur de turbine de turbomachine par fusion laser sur lit de poudre comprenant les étapes suivantes : S1 : la fabrication d’une bride annulaire (202) coaxiale avec un axe de fabrication (X-X) normal à un plateau (3) sur lequel est placé le lit de poudre, S2 : simultanément à l’étape S1, la fabrication d’un support sacrificiel (4) agencé radialement par rapport à la bride annulaire (202), puis S3 : la fabrication d’une paroi (204) s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire (202), ladite paroi (204) étant venue de matière avec la bride annulaire (202) et avec le support sacrificiel (4). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Fabrication d’un injecteur de turbine par fusion laser sur lit de poudre DOMAINE DE L'INVENTION La présente invention concerne la fabrication d’une pièce mécanique par fusion laser sur lit de poudre. Plus précisément, la présente invention concerne la fabrication d’un injecteur de turbine de turbomachine par fusion laser sur lit de poudre. ETAT DE LA TECHNIQUE On connaît des documents FR 2 841 591 et FR 2 937 371 des exemples d’un injecteur de turbine haute pression de turbomachine. L’injecteur est notamment configuré pour permettre la ventilation d’un disque de la turbine haute pression. Un tel injecteur est généralement fabriqué par assemblage de plusieurs pièces distinctes, fabriquées séparément, ce qui est long et coûteux. En outre, les injecteurs connus présentent une masse trop importante. Il a donc été envisagé de fabriquer un injecteur monobloc par fabrication additive, et plus particulièrement par fusion laser sur lit de poudre. Un tel procédé permet en effet de réduire la masse, le temps et le coût de fabrication de l’injecteur. Toutefois, la fabrication d’un injecteur de turbine par fusion laser sur lit de poudre présente des difficultés. L’une d’elle provient du fait qu’un injecteur comprend généralement une bride annulaire coaxiale avec l’axe de la turbomachine et une paroi s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire. Or, lors de la fabrication par fusion laser sur lit de poudre, l’axe de fabrication de l’injecteur, c’est-à-dire l’axe normal au plateau destiné à recevoir le lit de poudre, est généralement confondu avec l’axe de la turbomachine. Pour fabriquer l’injecteur pas fusion laser sur lit de poudre, il faudrait donc fabriquer une paroi s’étendant selon le même plan que le lit de poudre. Concrètement, cela imposerait de fabriquer par fusion un élément présentant une surface étendue et ne reposant que sur de la poudre. Alors, une large zone de cet élément n’adhérerait pas à la dernière couche fabriquée et serait, ainsi, susceptible de se déformer significativement. Cet élément déformé serait d’ailleurs emporté par le racleur de poudre lors des passages suivants. Il existe donc un besoin de surmonter les inconvénients de l’état de la technique à cet égard. Un but de l’invention est de réaliser la fabrication par fusion laser sur lit de poudre d’un injecteur comprenant une bride annulaire coaxiale avec un axe de fabrication normal à un plateau sur lequel est placé le lit de poudre, et une paroi s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire. Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l’invention, un procédé de fabrication d’un injecteur de turbine de turbomachine par fusion laser sur lit de poudre comprenant les étapes suivantes : S1 : la fabrication d’une bride annulaire coaxiale avec un axe de fabrication normal à un plateau sur lequel est placé le lit de poudre, S2 : simultanément à l’étape S1, la fabrication d’un support sacrificiel agencé radialement par rapport à la bride annulaire, puis S3 : la fabrication d’une paroi s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire, ladite paroi étant venue de matière avec la bride annulaire et avec le support sacrificiel. Grâce à la présence du support sacrificiel, la paroi ne s’affaisse pas sous son propre poids puisque, lors du dépôt de la couche de poudre destinée à former la paroi, cette-dernière repose sur la bride annulaire et le support sacrificiel. En outre, lors de la fabrication, la présence du support sacrificiel permet de limiter les déformations de l’injecteur et facilite l’évacuation de la chaleur générée par la fusion laser. Avantageusement, mais facultativement, le procédé selon l’invention peut comprendre l’une au moins des caractéristiques suivantes, prise seule ou en combinaison : - le support sacrificiel est annulaire et coaxial avec l’axe de fabrication, - le support sacrificiel comprend une première extrémité et une deuxième extrémité, la paroi étant venue de matière avec la deuxième extrémité et une épaisseur du support sacrificiel étant variable entre la première extrémité et la deuxième extrémité, - le support sacrificiel comprend une virole qui s’étend à distance de la bride annulaire, la virole étant raccordée à la paroi par une jonction, - la jonction présente une faiblesse afin de faciliter un retrait du support sacrificiel de l’injecteur une fois la fabrication de la paroi achevée, - au cours de l’étape S2, une première extrémité du support sacrificiel, opposée à la jonction, est crénelée afin de faciliter une circulation de la poudre vers l’extérieur de l’injecteur, - le support sacrificiel comprend en outre une structure alvéolaire s’étendant depuis la surface axiale de la bride annulaire, - le support sacrificiel s’étend depuis la surface axiale de la bride annulaire et comprend une structure alvéolaire, et - le procédé comprend en outre une étape S4 de retrait du support sacrificiel de l’injecteur une fois l’étape S3 achevée, de préférence par usinage et/ou par détourage du support sacrificiel. Selon un second aspect de l’invention, il est proposé un injecteur de turbine de turbomachine fabriqué au moyen d’un procédé tel que précédemment décrit. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : La illustre une vue en coupe schématique d’une turbomachine. La illustre une vue en coupe schématique d’une partie d’une turbomachine. La illustre une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un injecteur de turbine désassemblé. La illustre une vue en coupe transversale et en perspective d’un mode de réalisation d’un injecteur de turbine assemblé. La illustre une vue en coupe longitudinale de la . La illustre une vue en perspective d’une partie d’un mode de réalisation d’un injecteur de turbine. La illustre une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un injecteur de turbine. La illustre une vue en coupe transversale et en perspective de l’injecteur de turbine illustré sur la . La est un organigramme d’étapes d’un procédé de fabrication selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La illustre une partie d’un injecteur de turbine sur un plateau lors d’un procédé de fabrication selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La illustre un injecteur de turbine lors d’un procédé de fabrication selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La illustre une partie d’un injecteur de turbine sur un plateau lors d’un procédé de fabrication selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La illustre une partie d’un injecteur de turbine sur un plateau lors d’un procédé de fabrication selon un mode de mise en œuvre de l’invention. Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Turbomachine En référence à la , une turbomachine 1 présente un axe longitudinal X-X et comprend une soufflante 10, une section de compresseur 12, une chambre de combustion 14 et une section de turbine 16 qui sont susceptibles d’être entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X-X par rapport à un carter 18 de la turbomachine 1. En fonctionnement, la soufflante 10 aspire un flux d’air dont une portion est, successivement, comprimée au sein de la section de compresseur 12, enflammée au sein de la chambre de combustion 14, et détendue au sein de la section de turbine 16 avant d’être éjectée hors de la turbomachine 1. De cette manière, la turbomachine 1 génère une poussée. Cette poussée peut d’ailleurs être mise au profit d’un aéronef (non représenté) sur lequel la turbomachine 1 est rapportée et fixée. Dans le présent texte, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal de l’air à travers la turbomachine 1 en fonctionnement. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X-X, une direction radiale fait référence à une direction qui est perpendiculaire à cet axe longitudinal X-X passe par ce-dernier, et une direction circonférentielle, ou tangentielle, correspond à la direction d’une ligne courbe plane et fermée, dont tous les points se trouvent à égale distance de l’axe longitudinal X-X. Par ailleurs, et sauf précision contraire, les termes « interne (ou intérieur) » et « externe (ou extérieur) », respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la surface interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe longitudinal X-X que la partie ou la surface externe (i.e. radialement externe) du même élément. Enfin, un élément « annulaire » comprend au moins une portion d’anneau, c’est-à-dire qu’il présente une dimension circonférentielle et une dimension radiale, la dimension circonférentielle étant strictement supérieure à la dimension radiale. Dans un mode de réalisation particulier, un élément peut être annulaire tout autour d’un axe, c’est-à-dire qu’il forme un anneau complet, fermé, centré sur l’axe. Injecteur En référence à la , la turbomachine 1 comprend un injecteur 2 agencé : - en aval de la chambre de combustion 14 et, - en amont de la section de turbine 16. La section de turbine 16 comprend un disque 160 centré sur l’axe longitudinal X-X et des aubes 162 montées fixes sur une extrémité externe du disque 160, les aubes 162 étant soumises à l’écoulement de l’air sortant de la chambre de combustion 14. Des canaux de refroidissement (non représentés) sont ménagés à l’intérieur de chaque aube 162. De l’air est acheminé jusque dans les canaux de refroidissement depuis la section de compresseur 12. Cet air transite par un espace annulaire de contournement 140 agencé radialement à l’intérieur de la chambre de combustion 14, puis par une cavité annulaire 164 délimitée par une surface amont du disque 160 et une surface aval d’un flasque d’étanchéité 166. Comme visible sur la , l’air passe de l’espace annulaire de contournement 140 à la cavité annulaire 164 par l’intermédiaire de l’injecteur 2 monté fixe par rapport au carter 18. En référence aux figures 3 à 5, dans un mode de réalisation, l’injecteur 2 comprend une première couronne annulaire 20 et une deuxième couronne annulaire 22, coaxiales l’une de l’autre et centrées sur l’axe longitudinal X-X. La première couronne annulaire 20 comprend une première bride annulaire externe 200 et une première bride annulaire interne 202 reliée entre elle par une première paroi 204. Une pluralité d’orifices d’entrée 2000 est pratiquée dans la première bride annulaire externe 200, les orifices d’entrée 2000 étant répartis de manière circonférentielle tout autour de l’axe longitudinal X-X. En outre, la première couronne annulaire 20 comprend une pluralité de premières ailettes 208 chacune faisant saillie d’une surface radiale aval de la première paroi 204. Comme visible sur la , chaque première ailette 208 présente un premier intrados 2080 faisant face à un orifice d’entrée 2000 et un premier extrados 2082 faisant face à l’axe longitudinal X-X, une première corde 2084 de la première ailette 208 étant inclinée par rapport à une direction radiale. La première corde 2084 d’une première ailette 208 est une droite reliant un premier bord d’attaque 2086 à un premier bord de fuite 2088 de la première ailette 208. La deuxième couronne annulaire 22 comprend une deuxième bride annulaire interne 220 et une deuxième paroi 222 s’étendant radialement depuis une surface axiale externe de la deuxième bride annulaire interne 220. Par ailleurs, la deuxième couronne annulaire 22 comprend une pluralité de secondes ailettes 224 faisant chacune saillie d’une surface radiale amont de la deuxième paroi 222. Comme visible sur la , chaque deuxième ailette 224 présente un deuxième intrados 2240 faisant face à un orifice d’entrée 2000 une fois la première couronne annulaire 20 et la deuxième couronne annulaire 22 assemblées l’une sur l’autre, et un deuxième extrados 2242 faisant face à l’axe longitudinal X-X, une deuxième corde 2244 de la deuxième ailette 224 étant inclinée par rapport à une direction radiale. La deuxième corde 2244 d’une deuxième ailette 224 est une droite reliant un deuxième borde d’attaque 2246 à un deuxième bord de fuite 2248 de la deuxième ailette 224. En référence aux figures 4 et 5, une fois la première couronne annulaire 20 et la deuxième couronne annulaire 22 assemblées l’une sur l’autre de sorte à ce que la surface axiale aval de la première paroi 204 soit en regard de la surface axial amont de la deuxième paroi 222, les premières ailettes 208 et les deuxièmes ailettes 224 sont alignées dans une direction circonférentielle. De cette manière, des canaux 24 incurvés dans une direction tangentielle permettent de relier les orifices d’entrée 2000 à la partie radialement interne de l’injecteur 2. Comme visible sur la , une troisième couronne annulaire 26 présentant une troisième paroi radiale 260 est rapportée sur l’ensemble formée par la première couronne annulaire 20 et la deuxième couronne annulaire 24, formant ainsi la dernière paroi délimitant les canaux 24. En d’autres termes, la troisième couronne annulaire 26 permet de ferme les canaux 24. En fonctionnement, l’air en provenance de l’espace annulaire de contournement 140 pénètre par les orifices d’entrée 2000, est accéléré lors de son passage dans les canaux 24 avant de déboucher avec une vitesse tangentielle maximisée dans la cavité annulaire 164. Ceci permet de limiter l’échauffement du disque 160 en maximisant l’efficacité de son refroidissement. Les figures 6 à 8 illustrent d’autres modes de réalisation de l’injecteur 2 susceptibles d’être réalisés par fabrication additive, et plus particulièrement par fusion laser sur lit de poudre. Ces modes de réalisation de l’injecteur 2 présentent un nombre de pièces réduit. Par conséquent, l’injecteur 2 est plus rapide et moins coûteux à fabriquer. En outre, l’injecteur 2 est plus léger. En référence à la , dans un mode de réalisation, la troisième couronne annulaire est supprimée et la première couronne annulaire 20 comprend toutes les ailettes 208 faisant saillie d’une surface axiale aval de la première paroi 204. La deuxième couronne annulaire 22 permet alors de fermer les canaux 24. C’est pourquoi la structure de la deuxième couronne annulaire 22 de ce mode de réalisation est simplifiée par rapport à la structure de la deuxième couronne annulaire 24 du mode de réalisation illustré sur les figures 3 à 5, ce qui réduit le temps et le coût de fabrication de l’injecteur 2. En référence aux figures 7 et 8 et 10 à 13, dans un mode de réalisation, la deuxième couronne annulaire et la troisième couronne annulaire sont supprimées, les canaux 24 étant fabriqués monobloc avec la première bride annulaire externe 200, la première paroi 204 et la première bride annulaire interne 202. Les canaux 24 débouchent ainsi au niveau d’une pluralité d’orifices de sortie 2020 pratiqués dans la bride annulaire interne 202 et répartis de manière circonférentielle tout autour de l’axe longitudinal X-X. De préférence, les orifices d’entrée 2000 présentent chacun une section triangulaire dans un plan tangentiel, tandis que les orifices de sortie 2020 présentent une section oblongue dans un plan tangentiel. En tout état de cause, la fabrication additive, et plus particulièrement la fusion laser sur lit de poudre, permet, dans ce mode de réalisation, de réaliser diverses géométries de canaux 24 qui ne sont pas accessibles lorsque l’injecteur 2 comprend plus d’une couronne annulaire 20, 22, 26. Procédé de fabrication En référence aux figures 9 à 13, un procédé E de fabrication de l’injecteur 2 est, selon un mode de mise en œuvre, réalisé par fusion laser sur lit de poudre. Ce mode de mise en œuvre comprend une étape préalable S0 de fourniture d’un plateau 3 destiné à recevoir le lit de poudre, c’est-à-dire les couches de poudre successivement fusionnées par laser pour fabriquer l’injecteur 2, et l’injecteur 2 lui—même au fur et à mesure de sa fabrication. L’axe de fabrication X-X est choisi normal au plateau 3, c’est-à-dire orthogonal au plan dans lequel s’étend le plateau 3. Les couches de poudre successivement disposées sur le plateau 3 s’étendent également dans un plan orthogonal à l’axe de fabrication X-X. En outre, comme visible sur les figures 10, 12 et 13, une fois la fabrication de l’injecteur 2 achevée, l’axe de fabrication X-X est confondu avec l’axe longitudinal X-X de turbomachine 1. Autrement dit, l’injecteur 2 est coaxial avec l’axe de fabrication X-X. Le procédé E comprend une étape S1 de fabrication d’une bride annulaire 202 coaxiale avec l’axe de fabrication X-X, typiquement la première bride annulaire interne 202, comme visible sur les figures 10 à 13. De préférence, la bride annulaire 202 fabriquée lors de l’étape S1 est annulaire tout autour de l’axe de fabrication X-X. Simultanément à l’étape S1, le procédé comprend une étape S2 de fabrication d’un support sacrificiel 40, 42 agencé radialement par rapport à la bride annulaire 202 fabriquée lors de l’étape S1. En d’autres termes, le support sacrificiel 40, 42 occupe un espace adjacent à la bride annulaire 202 dans une direction radiale, l’espace pouvant être radialement externe à la bride annulaire 202, comme visible sur les figures 10 à 13, ou être radialement interne à la bride annulaire 202. Dans un mode de mise en œuvre, une pluralité de supports sacrificiels 40, 42 peut être fabriquée lors de l’étape S2, typiquement en étant répartis de manière circonférentielle autour de l’axe de fabrication X-X. Les supports sacrificiels 40, 42 peuvent être agencés à égale distance les uns des autres, ou à des distances différentes les uns des autres, dans une direction circonférentielle. En outre, chaque support sacrificiel 40, 42 peut être agencé à une distance de l’axe de fabrication X-X identique à la distance de l’axe de fabrication X-X à laquelle un autre support sacrificiel 40, 42 est agencé. Alternativement, les distances des supports sacrificiels 40, 42 à l’axe de fabrication X-X peuvent être différentes les unes des autres. La géométrie et le positionnement du (ou des) support(s) sacrificiel(s) 40, 42 sont de préférence déterminés en fonction des contraintes de fabrication, typiquement le temps et le coût de fabrication, et/ou du renfort structurel et/ou de l’évacuation thermique que l’on cherche à conférer au(x) support(s) sacrificiel(s) 40, 42 lors de la fabrication de l’injecteur 2. De préférence, le support sacrificiel 40, 42 est annulaire et coaxial avec l’axe de fabrication X-X. Par exemple, lors de l’étape S2, une pluralité de supports sacrificiels 40, 42 formant des portions d’anneau, répartis de manière circonférentielle autour de l’axe de fabrication X-X, à égale distance les uns des autres, ou non, peuvent être fabriqués. Alternativement, comme visible sur les figures 10 à 13, le support sacrificiel 40, 42 est annulaire tout autour de l’axe de fabrication X-X, et coaxial avec ce-dernier. La fabrication d’un support sacrificiel 40, 42 annulaire, et plus particulièrement annulaire tout au autour de l’axe de fabrication X-X, améliore le renfort structurel et l’évacuation thermique du support sacrificiel 40, 42 lors de la fabrication de l’injecteur 2. Dans un mode de mise en œuvre illustré sur les figures 10 à 13, le support sacrificiel 40, 42 comprend une virole 40 qui s’étend à distance de la bride annulaire 202. La virole 40 constitue une section pleine du support sacrificiel 40, 42, par opposition à la structure alvéolaire 42 décrite ci-après. Les figures 10 à 13 illustrent même deux viroles 40 situées à égale distance radiale l’une de l’autre et de la bride annulaire 202. La fabrication d’une virole 40 offre un renfort structurel accru à l’injecteur 2 lors de la fabrication, car la virole 40 présente une densité sensiblement identique à la densité de l’injecteur. En outre, la présence d’une virole 40 facilite la fabrication de la paroi 204, comme il sera détaillé ci-après, car la virole 40 offre une stabilité accrue lors du dépôt de la couche de poudre destinée à former la paroi 204. Dans un mode de mise en œuvre, le support sacrificiel 40, 42 s’étend depuis une surface axiale de la bride annulaire 202 et comprend une structure alvéolaire 42. En référence aux figures 10 à 13, dans un mode de mise en œuvre, le support sacrificiel 40, 42 comprend une virole 40 qui s’étend à distance de la bride annulaire 202 et une structure alvéolaire 42 s’étendant depuis une surface axiale de la bride annulaire 202, de préférence la surface axiale de la bride annulaire ouverte sur l’espace radial, interne ou externe, où s’étend la virole 40. Quel que soit le mode de mise en œuvre, la structure alvéolaire 42 présente une densité inférieure à la densité de la bride annulaire 202 et/ou du support sacrificiel 40, 42. La structure alvéolaire 42 facilite l’évacuation thermique au sein de l’injecteur 2 lors de la fabrication. En outre, la structure alvéolaire 42 est plus facile, moins longue et moins coûteuse à fabriquer que la virole 40. Par conséquent, dans ce mode de mise en œuvre, la fonction respective de la virole 40, qui assure un renfort structurel de l’injecteur 2 lors de la fabrication, et de la structure alvéolaire 42, qui facilite l’évacuation thermique au sein de l’injecteur 2 lors de la fabrication, sont complémentaires. Une fois les étapes S1 et S2 achevées, le procédé comprend une étape S3 de fabrication d’une paroi 204 s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire 202 et étant venue de matière avec la bride annulaire 202 et avec le support sacrificiel 40, 42. En référence aux figures 6 et 10 à 13, cette paroi 204 correspond à la première paroi 204 de la première couronne 20 l’injecteur 2. Grâce à la présence du support sacrificiel 40, 42 les couches successives de poudre formant, dans un plan orthogonal à l’axe de fabrication X-X, la paroi 204, ne se déforment pas ni ne sont emportées lors du raclage de la poudre. Comme visible sur les figures 10 à 13, dans un mode de mise en œuvre, le support sacrificiel 40, 42 comprend une première extrémité 401 et une deuxième extrémité 402, la paroi 204 étant venue de matière avec la deuxième extrémité 402. Lors de cette mise en œuvre, le support sacrificiel 40, 42 est fabriqué de sorte à ce qu’une épaisseur du support sacrificiel 40, 42 soit variable entre la première extrémité 401 et la deuxième extrémité 402. L’épaisseur constitue une dimension radiale du support sacrificiel 40, 42. Par exemple, l’épaisseur du support sacrificiel 40, 42 est plus importante au niveau de sa deuxième extrémité 402, de sorte à offrir une surface de support plus importante aux couches de poudre lors de leur dépôt. Dans un mode de mise en œuvre du procédé E, la virole 40 est raccordée à la paroi 204 par une jonction 43. De préférence, la jonction 43 présente une faiblesse afin de faciliter un retrait du support sacrificiel 40, 42 de l’injecteur 2 une fois la fabrication de la paroi 204 achevée. De cette manière, l’injecteur 2 peut être fabriqué en un temps réduit. En référence aux figures 12 et 13, Dans une variante avantageuse de cette mise en œuvre, au cours de l’étape S2, une première extrémité 41 du support sacrificiel, opposée à la jonction 43, est crénelée afin de faciliter une circulation de la poudre vers l’extérieur de l’injecteur 2, marquée par des flèches sur les figures 12 et 13. Ceci est particulièrement avantageux lors du dépoudrage de l’injecteur 2 subséquent à sa fabrication pas fusion laser sur lit de poudre. En référence à la , dans un mode de mise en œuvre, le procédé E comprend en outre une étape S4 de retrait du support sacrificiel 40, 42 de l’injecteur 2 une fois l’étape S3 achevée. C’est la raison pour laquelle le support 40, 42 est qualifié de « sacrificiel ». Avantageusement, l’étape S4 est réalisée par usinage et/ou par détourage du support sacrificiel 40, 42. Bien entendu, des étapes de fabrication ultérieurs aux étapes S1, S2, et S3 peuvent être prévues, et ce que ces étapes soient mise en œuvre précédemment ou ultérieurement à l’étape S4. Ces étapes de fabrication par fusion laser sur lit de poudre impliquent notamment la fabrication des canaux 24, la poursuite la fabrication de la bride annulaire 202 et/ou la fabrication d’une autre bride annulaire 200, typiquement la bride annulaire externe 200. Procédé (E) de fabrication d’un injecteur (2) de turbine (16) de turbomachine (1) par fusion laser sur lit de poudre comprenant les étapes suivantes : S1 : la fabrication d’une bride annulaire (202) coaxiale avec un axe de fabrication (X-X) normal à un plateau (3) sur lequel est placé le lit de poudre, S2 : simultanément à l’étape S1, la fabrication d’un support sacrificiel (40, 42) agencé radialement par rapport à la bride annulaire (202), puis S3 : la fabrication d’une paroi (204) s’étendant radialement depuis une surface axiale de la bride annulaire (202), la paroi (204) étant venue de matière avec la bride annulaire (202) et avec le support sacrificiel (40, 42). Procédé (E) selon la revendication 1, dans lequel le support sacrificiel (40, 42) est annulaire et coaxial avec l’axe de fabrication (X-X). Procédé (E) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le support sacrificiel (40, 42) comprend une première extrémité (401) et une deuxième extrémité (402), la paroi (204) étant venue de matière avec la deuxième extrémité (402) et une épaisseur du support sacrificiel (40, 42) étant variable entre la première extrémité (401) et la deuxième extrémité (402). Procédé (E) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le support sacrificiel (40, 42) comprend une virole (40) qui s’étend à distance de la bride annulaire (202), la virole (40) étant raccordée à la paroi (204) par une jonction (43). Procédé (E) selon la revendication 4, dans lequel la jonction (43) présente une faiblesse afin de faciliter un retrait du support sacrificiel (40, 42) de l’injecteur (2) une fois la fabrication de la paroi (204) achevée. Procédé (E) selon l’une des revendications 4 et 5, dans lequel, au cours de l’étape S2, une première extrémité (401) du support sacrificiel (40, 42), opposée à la jonction (43), est crénelée afin de faciliter une circulation de la poudre vers l’extérieur de l’injecteur (2). Procédé (E) selon l’une des revendications 4 à 6, dans lequel le support sacrificiel (40, 42) comprend en outre une structure alvéolaire (42) s’étendant depuis la surface axiale de la bride annulaire (202). Procédé (E) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le support sacrificiel (40, 42) s’étend depuis la surface axiale de la bride annulaire (202) et comprend une structure alvéolaire (42). Procédé (E) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant en outre une étape S4 de retrait du support sacrificiel (40, 42) de l’injecteur (2) une fois l’étape S3 achevée, de préférence par usinage et/ou par détourage du support sacrificiel (40, 42). Injecteur (2) de turbine (16) de turbomachine (1) fabriqué au moyen d’un procédé (E) selon l’une des revendications 1 à 9.