FR 3125247 A1 20230120 FR 2107711 A 20210716 Procédé de fabrication d’un carter en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, ce carter ayant une forme annulaire et comportant une préforme annulaire (24) fibreuse formée par enroulement d’une toile fibreuse et noyée dans une matrice polymérique, le procédé comprenant le montage d’organes (32) de compaction localisée sur la préforme (24), pendant le chauffage et le refroidissement de la préforme et avant l’injection de résine dans cette préforme en vue de réaliser ladite matrice polymérique. Figure pour l'abrégé : Figure 4 FABRICATION D’UN CARTER COMPOSITE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF Domaine technique de l'invention L’invention concerne un procédé et une installation de fabrication d’un carter en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technique La représente partiellement une soufflante 1 d’une turbomachine d’aéronef. De façon classique, une turbomachine d’aéronef comprend d’amont en aval, c'est-à-dire dans le sens d’écoulement des flux de gaz, une soufflante, un ou plusieurs compresseurs, une chambre de combustion, une ou plusieurs turbines, et une tuyère d’éjection des gaz de combustion sortant de la ou des turbines. La soufflante 1 comporte une roue à aubes 2 qui est entourée par un carter 3 de soufflante, encore appelé carter de rétention du fait de sa fonction de rétention des aubes en cas de rupture de celles-ci, ou en cas d’entrée de débris dans la soufflante. Le carter de soufflante 3 comprend typiquement une enveloppe annulaire 9 d'axe de révolution A qui s'étend autour des aubes de soufflante 2 de la turbomachine. Cette enveloppe comprend une bride annulaire de fixation 3’, 3’’ à chacune de ses extrémités axiales. Ces brides 3’, 3’’ sont utilisées pour fixer le carter 3 à des parois annulaires de la nacelle de la turbomachine. Le carter de soufflante 3 est en effet lié, à l’amont, à une manche d’entrée d’air 5, et, à l’aval, à une virole 6 de carter intermédiaire. Le carter porte également des panneaux acoustiques amont 7 et des panneaux acoustiques aval 8. Le carter de soufflante 3 comporte encore une couche annulaire 4 de matière abradable, positionnée sur une surface annulaire interne de l’enveloppe 9, entre les panneaux amont 7 et les panneaux aval 8. En plus de la fonction de rétention, le carter de soufflante 3 est également conçu pour : - assurer la continuité de la veine aérodynamique par l’intermédiaire de la couche annulaire en matériau abradable ; - assurer une continuité mécanique (des efforts et des moments) entre la manche d’entrée d’air 5 et la virole 6 de carter intermédiaire ; - permettre la fixation des panneaux 7, 8 et de la couche 4, - permettre la fixation d’équipements et supports connus en soi ; - tenir les spécifications de règlementation au feu et aux fuites ; - permettre une continuité du courant électrique pour la tenue à la foudre, etc. De façon connue, l’enveloppe 9 ou le carter 3 peut être en matériau composite. Le carter 3 comporte alors une préforme annulaire 24 fibreuse tissée, sous la forme d’une bande ou toile fibreuse enroulée, et une résine dans laquelle la préforme est noyée. Le carter 3 peut alors être conçu par enroulement de la toile fibreuse autour d’un support annulaire de moulage 26, qui fait partie d’un moule 28 de formation du carter 3 par injection-moulage. La préforme 24 est ainsi mise en forme autour du support 26, pour former un ou plusieurs tours de toile autour du support. Le moule 28 est ensuite refermé en vue de l’injection de la résine d’imprégnation de la préforme. Pour cela, une coque 30 sectorisée et formée donc d’une pluralité de secteurs de coque, est rapportée sur le support 26 et la préforme 24. Puis le moule 28 est fermé hermétiquement avant injection de la résine. La toile utilisée pour la formation de la préforme est obtenue par tissage de fibres. Lors de la dernière étape du procédé, la préforme est comprimée dans le moule et il apparaît un phénomène de flambage des fibres qui est néfaste pour les propriétés mécaniques de la pièce. Ce phénomène est localisé principalement dans certaines zones Z1 qui correspondent aux zones de jonction des secteurs de la coque 30 et de recouvrement de ces secteurs sur la préforme 24 (cf. ). L’invention vise ainsi à proposer une solution simple, efficace et économique, qui permette de résoudre ce problème. L'invention concerne un procédé de fabrication d’un carter en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, ce carter ayant une forme annulaire et comportant une préforme fibreuse annulaire formée par enroulement d’une toile fibreuse et noyée dans une matrice polymérique, le procédé comprenant les étapes de : a) tissage d’une toile à partir de fibres enrobées d’une substance en polymère, cette toile ayant une forme générale allongée, b) enroulement de la toile sur un support annulaire de moulage, sur au moins un tour, de manière à obtenir une préforme annulaire autour du support de moulage et d’un axe de révolution, ledit support de moulage faisant partie d’un moule comportant en outre une coque annulaire, c) humidification de la préforme, d) séchage de la préforme par chauffage à une température supérieure à une température de transition vitreuse de ladite substance, e) rigidification de la préforme par refroidissement à une température inférieure à ladite température de transition vitreuse, f) montage de la coque annulaire du moule autour de la préforme, cette coque annulaire étant sectorisée et comportant plusieurs secteurs angulaires disposés les uns à côté des autres et autour de la préforme, les secteurs de coque comportant des bords jointifs et s’étendant dans des plans de joint passant sensiblement par ledit axe de révolution, et g) fermeture étanche du moule et injection de résine thermodurcissable dans le moule afin d’imprégner la préforme et former ladite matrice polymérique, caractérisé en ce que, avant l’étape d), le procédé comprend une étape i) supplémentaire de montage d’organes de compaction localisée sur la préforme, les organes étant positionnés sur la préforme et répartis autour de la préforme, au niveau desdits plans de joint, et en ce que, pendant les étapes d) et e), le procédé comprend une étape j) parallèle de compaction de la préforme par lesdits organes de façon à comprimer localement la préforme au niveau desdits plans de joint. La présente invention propose ainsi de compacter localement la préforme dans les zones où le phénomène de flambage des fibres est susceptible d’apparaître. Dans le cas où l’intégralité de la préforme serait compactée par un système indépendant de ces organes, alors les organes assureraient une sur-compaction de la préforme dans les zones précitées. Cette compaction ou sur-compaction est réalisée lors du chauffage de la préforme et son refroidissement. Lors du chauffage de la préforme, la substance qui enrobe les fibres se ramollit et se mélange aux substances des autres fibres. Les fibres sont alors intimement liées et cette liaison est conservée lors du refroidissement qui permet de rigidifier la préforme. La compaction de la préforme peut entraîner une réduction d’épaisseur de la préforme dans les zones concernées. Dans le cas d’une sur-compaction, l’ensemble de la préforme peut subir une réduction d’épaisseur par le système de compaction et en outre une réduction supplémentaire d’épaisseur par les organes dans les zones précitées. La compaction ou sur-compaction dans ces zones permet de davantage figer les fibres dans ces zones et de limiter le risque de flambage lors de l’étape de fermeture du moule et d’injection de résine dans la préforme. Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ou étapes suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - l’étape i) est réalisée entre l’étape c) et l’étape d) ; - le procédé comprend, entre les étapes e) et f), une étape k) de retrait des organes ; - le nombre d’organes montés à l’étape i) est égal au nombre de plans de joint et donc au nombre de secteurs de coque ; - le nombre d’organes est compris entre 5 et 10 ; - les organes sont situés à distance les uns des autres ; - chacun des organes se présente sous la forme d’un bloc métallique ; - chacun des organes s’étend sur une partie seulement d’une dimension axiale de la préforme ; - chacun des organes s’étend à une extrémité axiale de la préforme, à la jonction entre une première partie cylindrique de la préforme et une seconde partie annulaire de la préforme qui s’étend radialement vers l’extérieur depuis la première partie ; - chacun des organes comprend une ou plusieurs surfaces d’appui sur la préforme, chacune de ces surfaces d’appui ayant une forme incurvée qui est appliquée seulement en partie sur une surface en regard de la préforme ; - chacun des organes comprend une première surface incurvée concave qui est orientée radialement vers l’intérieur et qui a un rayon de courbure supérieur au rayon de courbure d’une surface cylindrique externe de la préforme sur laquelle cette première surface est appliquée ; - chacun des organes comprend une seconde surface incurvée convexe qui est orientée en direction axiale et qui est appliquée sur une surface radiale de la préforme ; - pendant l’étape j), en plus de la compaction localisée de la préforme, la préforme est compactée dans son intégralité grâce à un système de bâche à vide. L'invention porte également sur une installation pour la mise en œuvre d’un procédé tel que décrit ci-dessus, cette installation comportant le moule composé du support de moulage et de la coque sectorisée, ainsi que des organes de compaction. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : La déjà discutée est une vue partielle en coupe axiale d’une soufflante et d’un carter composite d’une turbomachine d’aéronef ; La également déjà mentionnée est une vue partielle en coupe transversale d’un moule de fabrication d’un carter composite du type de celui illustré à la ; La est un organigramme représentant des étapes d’un procédé selon l’invention de fabrication d’un carter composite ; La est une vue schématique en perspective d’une préforme sur laquelle est disposée un organe de compaction, et illustre une des étapes du procédé de la ; La est une vue à plus grande échelle d’une partie de la ; La est une vue schématique de l’organe de compaction de la , vu de haut ; La est une vue schématique de l’organe de compaction de la , vu de côté ; et La est une vue schématique en coupe transversale de l’organe de compaction de la . Procédé de fabrication d’un carter (3) en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, ce carter ayant une forme annulaire et comportant une préforme annulaire (24) fibreuse formée par enroulement d’une toile fibreuse et noyée dans une matrice polymérique, le procédé comprenant les étapes de : a) tissage d’une toile à partir de fibres enrobées d’une substance en polymère, cette toile ayant une forme générale allongée, b) enroulement de la toile sur un support annulaire de moulage, sur au moins un tour, de manière à obtenir une préforme annulaire (24) autour du support de moulage et d’un axe de révolution (A), ledit support de moulage faisant partie d’un moule (28) comportant en outre une coque annulaire (30), c) humidification de la préforme (24), d) séchage de la préforme (24) par chauffage à une température supérieure à une température de transition vitreuse de ladite substance, e) rigidification de la préforme (24) par refroidissement à une température inférieure à ladite température de transition vitreuse, f) montage de la coque annulaire (30) du moule (28) autour de la préforme (24), cette coque annulaire étant sectorisée et comportant plusieurs secteurs angulaires disposés les uns à côté des autres et autour de la préforme (24), les secteurs de coque comportant des bords jointifs (30a) et s’étendant dans des plans de joint (P) passant sensiblement par ledit axe de révolution (A), et g) fermeture étanche du moule (28) et injection de résine thermodurcissable dans le moule afin d’imprégner la préforme (24) et former ladite matrice polymérique, caractérisé en ce que, avant l’étape d), le procédé comprend une étape i) supplémentaire de montage d’organes (32) de compaction localisée sur la préforme (24), les organes (32) étant positionnés sur la préforme (24) et répartis autour de la préforme, au niveau desdits plans de joint (P), et en ce que, pendant les étapes d) et e), le procédé comprend une étape j) parallèle de compaction de la préforme (24) par lesdits organes (32) de façon à comprimer localement la préforme au niveau desdits plans de joint (P). Procédé selon la revendication 1, dans lequel l’étape i) est réalisée entre l’étape c) et l’étape d). Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel il comprend, entre les étapes e) et f), une étape k) de retrait des organes (32). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le nombre d’organes (32) montés à l’étape i) est égal au nombre de plans de joint (P) et donc au nombre de secteurs de coque (30). Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le nombre d’organes (32) est compris entre 5 et 10. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les organes (32) sont situés à distance les uns des autres. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chacun des organes (32) se présente sous la forme d’un bloc métallique. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chacun des organes (32) s’étend sur une partie seulement d’une dimension axiale de la préforme (24). Procédé selon la revendication précédente, dans lequel chacun des organes (32) s’étend à une extrémité axiale de la préforme (24), à la jonction entre une première partie cylindrique (24a) de la préforme et une seconde partie annulaire (24b) de la préforme qui s’étend radialement vers l’extérieur depuis la première partie (24a). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chacun des organes (32) comprend une ou plusieurs surfaces d’appui (32a, 32b) sur la préforme (24), chacune de ces surfaces d’appui ayant une forme incurvée qui est appliquée seulement en partie sur une surface en regard de la préforme. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel chacun des organes (32) comprend une première surface incurvée concave (32a) qui est orientée radialement vers l’intérieur et qui a un rayon de courbure (R1) supérieur au rayon de courbure (R2) d’une surface cylindrique externe de la préforme (24) sur laquelle cette première surface (32a) est appliquée. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel chacun des organes (32) comprend une seconde surface incurvée convexe (32b) qui est orientée en direction axiale et qui est appliquée sur une surface radiale de la préforme (24). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, pendant l’étape j), en plus de la compaction localisée de la préforme (24), la préforme est compactée dans son intégralité grâce à un système de bâche à vide. Installation (40) pour la mise en œuvre d’un procédé selon l’une des revendications précédentes, cette installation comportant le moule (28) composé du support de moulage (26) et de la coque sectorisée (30), ainsi que des organes de compaction (32).