FR 3153767 A1 20250411 FR 2407946 A 20240719 Un procédé (200) de formation d’un composant composite (100) comporte l’empilage d’une pluralité de plis composites (124) autour d’un ensemble mandrin (150) pour former un noyau de plis composites (122). L’ensemble mandrin (150) comporte un mandrin (152) ayant un corps structurel interne (154) et une couche de libération externe (156). Le mandrin (152) est configuré pour former une cavité (116) dans le noyau de plis composites (122). Le procédé (200) comporte également le traitement du noyau de plis composites (122) contenant l’ensemble mandrin (150) pour compacter la pluralité de plis composites (124) ensemble. En outre, le procédé (200) comporte le retrait de l’ensemble mandrin (150) du noyau de plis composites (122) pour former la cavité (116). Figure pour l’abrégé : Fig 2 PROCÉDÉ DE FORMATION DE COMPOSANTS COMPOSITES AYANT DES CAVITÉS La présente divulgation concerne de manière générale des composants composites de turbomachines et plus particulièrement des procédés de formation de composants composites ayant des cavités, telles que des cavités de refroidissement, dans des pales de rotor et des aubes de stator de turbomachines. CONTEXTE TECHNIQUE Un moteur à turbine à gaz comporte généralement un ventilateur et un noyau disposés en communication fluidique l’un avec l’autre. En outre, le noyau du moteur à turbine à gaz comprend généralement, dans l’ordre d’écoulement série, une section de compresseur, une section de combustion, une section de turbine, et une section d’échappement. En fonctionnement, de l’air est fourni à partir du ventilateur à une entrée de la section de compresseur où un ou plusieurs compresseurs axiaux compriment progressivement l’air jusqu’à ce qu’il atteigne la section de combustion. Du carburant est mélangé à l’air comprimé et brûlé dans la section de combustion pour fournir des gaz de combustion. Les gaz de combustion sont acheminés de la section de combustion à la section de turbine. Le flux de gaz de combustion à travers la section de turbine entraîne la section de turbine et est ensuite acheminé à travers la section d’échappement, par exemple, vers l’atmosphère. En général, des performances et une efficacité de turbine peuvent être améliorées par une augmentation des températures de gaz de combustion. Cependant, des températures de combustion accrues peuvent avoir un impact négatif sur les composants du moteur à turbine à gaz, par exemple, en augmentant la probabilité de défaillances matérielles. Ainsi, alors que des températures de combustion accrues peuvent être bénéfiques pour les performances de turbine, certains composants du moteur à turbine à gaz peuvent nécessiter des caractéristiques de refroidissement ou une exposition réduite aux gaz de combustion pour réduire les impacts négatifs des températures accrues sur les composants. Typiquement, la section de turbine comporte un ou plusieurs étages d’aubes de stator et de pale de rotor, et chaque étage d’aube de stator et de pale de rotor comporte une pluralité de profils aérodynamiques, par exemple, des profils aérodynamiques de buse dans la partie d’aube de stator et des profils aérodynamiques de pale dans la partie de pale de rotor. Du fait que les profils aérodynamiques sont en aval de la section de combustion et positionnés dans le flux de gaz de combustion, les profils aérodynamiques comportent généralement une ou plusieurs caractéristiques de refroidissement pour minimiser les effets des gaz de combustion relativement chauds, tels que, par exemple, des trous de film, des trous de refroidissement, ou des fentes, qui peuvent fournir un refroidissement à l’intérieur ou sur la surface des profils aérodynamiques. Par exemple, des ouvertures de refroidissement peuvent être prévues tout au long d’un composant qui permettent à un flux de fluide de refroidissement provenant de l’intérieur du composant d’être dirigé sur la surface extérieure du composant. En outre, les profils aérodynamiques comportent généralement des cavités ou des conduits pour fournir de l’air froid comprimé aux caractéristiques de refroidissement, par exemple depuis la section de compresseur. DESCRIPTION DES FIGURES Une divulgation complète et habilitante de la présente divulgation, dont le meilleur mode de celle-ci, s’adressant à un homme du métier, est exposée dans la spécification, qui fait référence aux figures annexées, sur lesquelles : FIG. 1 est une vue en coupe schématique d’un moteur à turbine à gaz, conformément à un mode de réalisation de la présente divulgation ; FIG. 2 est une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un composant d’un moteur à turbine à gaz selon des aspects de la présente divulgation, illustrant en particulier le composant configuré comme une pale de rotor de turbine ; FIG. 3 est une vue en perspective d’un autre mode de réalisation d’un composant d’un moteur à turbine à gaz selon des aspects de la présente divulgation, illustrant en particulier le composant configuré comme une aube de stator ; FIG. 4 , FIG. 4 et FIG. 4 sont diverses vues en coupe du composant de la FIG. 2 selon les aspects de la présente divulgation ; FIG. 5 est un schéma de principe d’un mode de réalisation d’un noyau de plis composites selon des aspects de la présente divulgation, illustrant en particulier le noyau de plis composites comportant des plis composites ; FIG. 6 est un organigramme d’un mode de réalisation d’un procédé de formation d’un composant composite selon des aspects de la présente divulgation ; FIG. 7 est un organigramme d’un autre mode de réalisation d’un procédé de formation d’un composant composite selon des aspects de la présente divulgation ; FIG. 8 est une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un ensemble mandrin pour former une cavité de refroidissement dans un composant d’un moteur à turbine à gaz selon des aspects de la présente divulgation ; FIG. 8 est une vue en coupe de l’ensemble mandrin de la FIG. 8 le long de la ligne de coupe 8B-8B ; FIG. 9 est un organigramme d’un mode de réalisation d’un procédé de formation d’un ensemble mandrin selon des aspects de la présente divulgation ; FIG. 10 , FIG. 10 , FIG. 10 et FIG. 10 illustrent divers composants d’un système pour former un composant composite selon des aspects de la présente divulgation. L’utilisation répétée de références dans la présente spécification et les dessins est destinée à représenter des caractéristiques ou éléments identiques ou analogues de la présente divulgation. DESCRIPTION DÉTAILLÉE On va maintenant se référer en détail à des modes de réalisation de la divulgation, dont un ou plusieurs exemples sont illustrés sur les dessins. Chaque exemple est fourni à titre d’explication de la divulgation, et non à titre de limitation de la divulgation. En fait, il sera évident pour l’homme du métier que diverses modifications et variations peuvent être apportées à la présente divulgation sans s’écarter de la portée ou de l’esprit de la divulgation. Par exemple, des caractéristiques illustrées ou décrites dans le cadre d’un mode de réalisation peuvent être utilisées avec un autre mode de réalisation pour produire encore un autre mode de réalisation. Le terme « à titre d’exemple » est utilisé ici pour signifier « servir d’exemple, d’instance ou d’illustration ». Toute mise en œuvre décrite ici comme « à titre d’exemple » ne doit pas nécessairement être interprétée comme préférée ou avantageuse par rapport à d’autres mises en œuvre. De plus, sauf indication spécifiquement contraire, tous les modes de réalisation décrits ici doivent être considérés comme étant à titre d’exemple. Le terme « au moins l’un parmi » dans le contexte de, par exemple, « au moins l’un parmi A, B et C » désigne uniquement A, uniquement B, uniquement C ou toute combinaison de A, B, et C. Le terme « turbomachine » fait référence à une machine comportant un ou plusieurs compresseurs, une section de génération de chaleur (par exemple, une section de combustion), et une ou plusieurs turbines qui génèrent ensemble une sortie de couple. Le terme « moteur à turbine à gaz » fait référence à un moteur ayant une turbomachine comme tout ou partie de sa source d’alimentation en énergie. Des moteurs à turbine à gaz en exemple comprennent des moteurs à turboventilateur, turbopropulseurs, turboréacteurs, turbomoteurs, etc., ainsi que les versions hybrides-électriques d’un ou plusieurs de ces moteurs. Le terme « section de combustion » fait référence à tout système d’ajout de chaleur pour une turbomachine. Par exemple, le terme section de combustion peut faire référence à une section comportant un ou plusieurs parmi un ensemble de combustion à déflagration, un ensemble de combustion à détonation rotative, un ensemble de combustion à détonation pulsée, ou un autre ensemble d’ajout de chaleur approprié. Dans certains modes de réalisation en exemple, la section de combustion peut comporter une chambre de combustion annulaire, une chambre de combustion tubulaire, une chambre de combustion canulaire, une chambre de combustion à vortex piégé (TVC), ou un autre système de combustion approprié, ou des combinaisons de ceux-ci. Tel qu’utilisé ici, le terme « rotor » fait référence à tout composant d’une machine rotative, telle qu’un moteur à turbine, qui tourne autour d’un axe de rotation. À titre d’exemple, un rotor peut comporter un arbre ou une bobine d’une machine rotative, telle qu’un moteur à turbine. Tel qu’utilisé ici, le terme « stator » fait référence à tout composant d’une machine rotative, telle qu’un moteur à turbine, qui a une configuration et un agencement coaxiaux avec un rotor de la machine rotative. Un stator peut être disposé radialement vers l’intérieur ou radialement vers l’extérieur le long d’un axe radial par rapport à au moins une partie d’un rotor. De plus, ou en variante, un stator peut être disposé axialement à proximité adjacente d’au moins une partie d’un rotor. Les termes « faible » et « élevé », ou leurs degrés comparatifs respectifs (par exemple, avec le terme plus, le cas échéant), lorsqu’ils sont utilisés avec un compresseur, une turbine, un arbre, ou des composants de bobine, etc., font chacun référence à des vitesses relatives dans un moteur, sauf indication contraire. Par exemple, une « turbine faible » ou une « turbine à faible vitesse » définit un composant configuré pour fonctionner à une vitesse de rotation, telle qu’une vitesse de rotation maximale autorisée, inférieure à une « turbine élevée » ou à une « turbine à vitesse élevée » du moteur. Les termes « avant » et « arrière » font référence à des positions relatives dans un moteur à turbine à gaz ou un véhicule et font référence à l’attitude opérationnelle normale du moteur à turbine à gaz ou du véhicule. Par exemple, en ce qui concerne un moteur à turbine à gaz, l’avant fait référence à une position plus proche d’une entrée du moteur et l’arrière fait référence à une position plus proche d’une buse ou d’un échappement du moteur. Les termes « en amont » et « en aval » font référence à la direction relative par rapport à un écoulement de fluide dans un chemin de fluide. Par exemple, le terme « en amont » fait référence à la direction à partir de laquelle le fluide s’écoule, et le terme « en aval » fait référence à la direction vers laquelle le fluide s’écoule. Tel qu’utilisé ici, les termes « axial » et « axialement » font référence à des directions et à des orientations qui s’étendent de manière sensiblement parallèle à une ligne centrale du moteur à turbine à gaz. En outre, les termes « radial » et « radialement » font référence à des directions et à des orientations qui s’étendent de manière sensiblement perpendiculaire à la ligne centrale du moteur à turbine à gaz. De plus, tels qu’utilisés ici, les termes « circonférentiel » et « circonférentiellement » font référence à des directions et à des orientations qui s’étendent de manière arquée autour de l’axe central du moteur à turbine à gaz. Les termes « couplé », « fixé », « attaché à » et similaires font référence à la fois à un couplage, une fixation ou une attache direct, ainsi qu’à un couplage, une fixation ou une attache indirect par le biais d’un ou plusieurs composants ou caractéristiques intermédiaires, sauf indication contraire spécifiée ici. Tel qu’utilisé ici, les termes « premier », « deuxième », et ainsi de suite, peuvent être utilisés de manière interchangeable pour distinguer un composant d’un autre et ne sont pas destinés à signifier l’emplacement ou l’importance des composants individuels. Le terme « adjacent » tel qu’utilisé ici en référence à deux parois ou surfaces fait référence aux deux parois ou surfaces qui sont en contact l’une avec l’autre, ou aux deux parois ou surfaces qui sont séparées uniquement par une ou plusieurs couches non structurelles et les deux parois ou surfaces et les une ou plusieurs couches non structurelles étant dans une relation de contact série (c’est-à-dire, une première paroi/surface en contact avec les une ou plusieurs couches non structurelles, et les une ou plusieurs couches non structurelles en contact avec une seconde paroi/surface). Tels qu’utilisés ici, les termes « intégral », « unitaire » ou « monolithique » tels qu’utilisés pour décrire une structure font référence à la structure formée intégralement d’un matériau continu ou d’un groupe de matériaux sans coutures, connexions, joints, ou similaires. La structure intégrale et unitaire décrite ici peut être formée par fabrication additive pour avoir la structure décrite, ou en variante par un processus de coulée, etc. Tel qu’utilisé ici, le terme « matériau composite » fait référence à un matériau produit à partir de deux matériaux constitutifs ou plus, au moins l’un des matériaux constitutifs étant un matériau non métallique. Des matériaux composites en exemple comportent des composites à matrice polymère (PMC), composites à matrice céramique (CMC), matériaux composites quintuples hachés, etc. Tel qu’utilisé ici, le composite à matrice céramique ou « CMC » fait référence à une classe de matériaux qui comportent un matériau de renforcement (par exemple, des fibres de renforcement) entouré d’une phase de matrice céramique. Généralement, les fibres de renforcement fournissent une intégrité structurelle à la matrice céramique. Certains exemples de matériaux matriciels de CMC peuvent comporter, sans s’y limiter, des matériaux à base de silicium non-oxyde (par exemple, carbure de silicium, nitrure de silicium ou mélanges de ceux-ci), des céramiques d’oxyde (par exemple, oxycarbures de silicium, oxynitrures de silicium, oxyde d’aluminium (Al2O3), dioxyde de silicium (SiO2), aluminosilicates, ou des mélanges de ceux-ci), ou des mélanges de ceux-ci. Facultativement, des particules de céramique (par exemple, des oxydes de Si, Al, Zr, Y et de combinaisons de ceux-ci) et des charges inorganiques (par exemple, pyrophyllite, wollastonite, mica, talc, kyanite et montmorillonite) peuvent également être incorporées dans la matrice CMC. Certains exemples de fibres de renforcement de CMC peuvent comporter, sans s’y limiter, des matériaux à base de silicium non-oxyde (par exemple, carbure de silicium, nitrure de silicium ou mélanges de ceux-ci), des matériaux à base de carbone non-oxyde (par exemple, du carbone), des céramiques d’oxyde (par exemple, oxycarbures de silicium, oxynitrures de silicium, oxyde d’aluminium (Al2O3), dioxyde de silicium (SiO2), aluminosilicates tels que de la mullite, ou des mélanges de ceux-ci), ou des mélanges de ceux-ci. En général, des CMC particuliers peuvent être désignés par leur combinaison de type de fibre/type de matrice. Par exemple, C/SiC pour du carbure de silicium renforcé de fibres de carbone ; SiC/SiC pour du carbure de silicium renforcé de fibres de carbure de silicium, SiC/SiN pour du nitrure de silicium renforcé de fibres de carbure de silicium ; SiC/SiC-SiN pour un mélange de carbure de silicium renforcé de fibres de carbure de silicium/matrice nitrure de silicium, etc. Dans d’autres exemples, les CMC peuvent comporter une matrice et des fibres de renforcement comprenant des matériaux à base d’oxyde tels que de l’oxyde d’aluminium (Al 2 O 3 ), dioxyde de silicium (SiO 2 ), aluminosilicates, et mélanges de ceux-ci. Des aluminosilicates peuvent comporter des matériaux cristallins tels que la mullite (3Al 2 O 3 ·2SiO 2 ), ainsi que des aluminosilicates vitreux. Tel qu’utilisé ici, un composite à matrice polymère ou « PMC » fait référence à un matériau composite composé d’une variété de fibres de renforcement courtes ou continues liées entre elles par une matrice de polymères organiques. Les PMC sont conçus pour transférer des charges entre des fibres d’une matrice. Certains des avantages des PMC, comportent leur légèreté, leur grande résistance à l’abrasion et à la corrosion, ainsi que leur rigidité et leur résistance élevées dans la direction de leurs renforcements. Dans certains modes de réalisation, les fibres de renforcement des CMC et des PMC peuvent être regroupées ou revêtues avant incorporation dans la matrice. Par exemple, des faisceaux des fibres peuvent être formés comme un ruban renforcé, tel qu’un ruban renforcé unidirectionnel. Une pluralité des rubans peuvent être empilés ensemble pour former un composant de préforme. Les faisceaux de fibres peuvent être imprégnés d’une composition de suspension avant de former la préforme ou après formation de la préforme. La préforme peut ensuite subir un traitement thermique et un traitement chimique ultérieur pour aboutir à un composant formé d’un matériau ayant une composition chimique souhaitée. Par exemple, la préforme peut subir un durcissement ou une combustion pour donner un résidu à haute teneur en carbone dans la préforme, et une infiltration à l’état fondu ultérieure avec du silicium, ou un durcissement ou une pyrolyse pour donner une matrice de carbure de silicium dans la préforme, et une infiltration chimique en phase vapeur ultérieure avec du carbure de silicium. Des étapes supplémentaires peuvent être entreprises pour améliorer la densification de la préforme, avant ou après l’infiltration chimique en phase vapeur, en injectant dans celle-ci une résine ou un polymère liquide, injection suivie d’une étape de traitement thermique pour remplir les vides avec du carbure de silicium. Un matériau CMC ou PMC tel qu’utilisé ici peut être formé à l’aide de tout procédé connu ou développé ci-après, y compris, mais sans s’y limiter, une infiltration à l’état fondu, infiltration chimique en phase vapeur, pyrolyse par imprégnation de polymère (PIP), ou toute combinaison de celles-ci. De tels matériaux, ainsi que certaines céramiques monolithiques (c’est-à-dire des matériaux céramiques sans matériau de renforcement) ou polymères, sont particulièrement appropriés pour des applications à température supérieure. De plus, ces matériaux sont légers par rapport à des superalliages, mais peuvent toujours fournir une résistance et une durabilité au composant fabriqué à partir de ceux-ci. Par conséquent, de tels matériaux sont actuellement envisagés pour de nombreux composants de turbine à gaz utilisés dans des sections à température supérieure de moteurs à turbine à gaz, tels que des profils aérodynamiques (par exemple, des turbines et des aubes), des chambres de combustion, des carénages, et d’autres composants similaires, qui bénéficieraient de la capacité de poids plus léger et de température plus élevée que ces matériaux peuvent offrir. En général, des performances et une efficacité de turbine peuvent être améliorées par une augmentation des températures de gaz de combustion. Des matériaux non traditionnels à haute température, tels que des matériaux composites à matrice céramique (CMC) ou à matrice polymère (PMC), sont plus couramment utilisés pour divers composants dans des moteurs à turbine à gaz. Par exemple, du fait que de tels matériaux peuvent résister à des températures relativement extrêmes, il y a un intérêt particulier à remplacer des composants dans le trajet d’écoulement des gaz de combustion par ces matériaux. Cependant, même si ces composants peuvent résister à des températures plus extrêmes que des composants typiques, ces composants peuvent toujours nécessiter des caractéristiques de refroidissement ou une exposition réduite aux gaz de combustion pour réduire une probabilité d’impacts négatifs d’une augmentation de températures de gaz de combustion, par exemple, des défaillances matérielles ou similaires. Bien que de nombreux avantages puissent être réalisés en utilisant des composants à haute température, ces matériaux peuvent avoir des inconvénients. Par exemple, certains composants à haute température peuvent avoir une conductivité thermique inférieure à celle de composants similaires formés, par exemple, d’alliages de nickel. La conductivité thermique réduite des composants à haute température peut nécessiter que les caractéristiques de refroidissement ou les cavités ou conduits d’alimentation en air comprimé froid soient plus proches de la surface de profil aérodynamique. De plus, des caractéristiques, cavités ou conduits de refroidissement à géométrie complexe et compliquée peuvent être particulièrement difficiles à former dans des composants à haute température. Ainsi, des composants à haute température avec une géométrie de refroidissement ainsi que des procédés associés de production de tels composants seraient utiles. En conséquence, la présente divulgation se rapporte à des systèmes et des procédés qui utilisent un ensemble mandrin à deux matériaux, éphémères/fusibles pour former une ou plusieurs cavités dans un composant composite, tel qu’un composant de moteur CMC ou PMC. Dans un mode de réalisation, le composant composite peut être une pale de rotor ou une aube de stator. En particulier, l’ensemble mandrin comporte au moins un mandrin ayant un corps structurel interne et une couche de libération externe. Plus particulièrement, dans un mode de réalisation, le corps structurel interne est généralement formé d’un alliage métallique, tel qu’un alliage d’étain-zinc, qui définit et maintient des dimensions de la cavité par compactage et consolidation d’un noyau à l’état vert (également connu sous le nom de préforme) du composant composite. Ainsi, après le dépôt du noyau à l’état vert, le corps structurel interne peut être fondu à partir du noyau à l’état vert, par exemple, avant le traitement final du noyau à l’état vert. En outre, dans un mode de réalisation, la couche de libération externe est généralement formée d’une gaine de silicone pour empêcher une contamination du noyau à l’état vert par un matériau résiduel laissé après la fusion du corps structurel interne. Dans un mode de réalisation, la couche de libération externe peut être complètement retirée après le retrait du corps structurel interne, par exemple, pour s’assurer que le métal fondu ne contamine pas le noyau à l’état vert pendant le retrait. Dans certains modes de réalisation, par exemple, la couche de libération interne peut être extraite mécaniquement après la fusion du corps structurel interne. Dans un autre mode de réalisation, en plus du composant composite décrit ci-dessus, l’ensemble mandrin selon la présente divulgation peut être utilisé dans la fabrication des composites plus grands (par exemple, PMC, CMC, etc.). Dans des modes de réalisation supplémentaires, l’ensemble mandrin selon la présente divulgation peut être utilisé comme support d’empilage pour des plis verts, qui sont ensuite traités en un état vert secondaire (par exemple, CMC) ou jusqu’à achèvement (par exemple, PMC). Il convient de noter que, bien que la présente divulgation soit généralement décrite ici en référence à un moteur à turbine à gaz, les systèmes et procédés divulgués peuvent généralement être utilisés sur des composants dans tout type de moteur à turbine approprié, y compris des moteurs à turbine pour aéronef, des moteurs à turbine au sol, ou des moteurs à turbine à vapeur. En outre, bien que la présente divulgation soit généralement décrite en référence à des stators et rotors dans une section de turbine, les systèmes et procédés divulgués peuvent généralement être utilisés sur tout composant soumis à des températures accrues où un refroidissement peut être souhaitable. En se référant maintenant aux dessins, sur lesquels des références numériques identiques indiquent les mêmes éléments sur toutes les figures, la FIG. 1 est une vue en coupe schématique d’un moteur à turbine à gaz 10 conformément à un mode de réalisation de la présente divulgation. Plus particulièrement, pour le mode de réalisation de la FIG. 1 , le moteur à turbine à gaz 10 est configuré comme un turboréacteur à taux de dilution élevé. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 peut être configuré comme un turboréacteur à taux de dilution faible, un turboréacteur, un turbopropulseur, un turbomoteur ou d’autres turbomachines connues dans la technique. Comme le montre la FIG. 1 , le moteur à turbine à gaz 10 définit une direction axiale A (s’étendant parallèlement à une ligne centrale longitudinale 12 prévue pour référence) et une direction radiale R. En général, le moteur à turbine à gaz 10 comporte une section de ventilateur 14 et un moteur à turbine à noyau 16 disposé en aval de la section de ventilateur 14. Le moteur à turbine à noyau 16 représenté comporte généralement un carter externe sensiblement tubulaire 18 qui définit une entrée annulaire 20. Le carter externe 18 renferme, selon une relation d’écoulement série, une section de compresseur 21 comportant un compresseur de suralimentation ou basse pression (LP) 22 et un compresseur haute pression (HP) 24 ; une section de combustion 26 ; une section de turbine 27 comportant une turbine haute pression (HP) 28 et une turbine basse pression (LP) 30 ; et une section de buse d’échappement de jet 32. Le moteur à turbine à gaz 10 comporte au moins un arbre rotatif 33 couplé en entraînement entre la section de compresseur 21 et la section de turbine 27. Par exemple, un arbre ou une bobine haute pression (HP) 34 peut connecter en entraînement la turbine HP 28 au compresseur HP 24. De manière similaire, un arbre ou une bobine basse pression (LP) 36 peut connecter en entraînement la turbine LP 30 au compresseur LP 22. Pour le mode de réalisation représenté, la section de ventilateur 14 comporte un ventilateur à pas variable 38 ayant une pluralité de pales de ventilateur 40 couplées à un disque 42 d’une manière espacée. Comme représenté, les pales de ventilateur 40 s’étendent vers l’extérieur à partir du disque 42 généralement le long de la direction radiale R. Chaque pale de ventilateur 40 peut tourner par rapport au disque 42 autour d’un axe de pas P du fait que les pales de ventilateur 40 sont couplées de manière opérationnelle à un élément d’actionnement approprié 44 configuré pour faire varier le pas des pales de ventilateur 40. Les pales de ventilateur 40, le disque 42 et l’élément d’actionnement 44 peuvent tourner ensemble autour de la ligne centrale 12 par l’arbre LP 36 à travers une boîte de transmission de puissance 46. La boîte de transmission de puissance 46 comporte une pluralité d’engrenages pour abaisser la vitesse de rotation de l’arbre LP 36 à une vitesse de rotation de ventilateur plus efficace. En se référant toujours au mode de réalisation de la FIG. 1 , le disque 42 est recouvert par une nacelle avant rotative 48 profilée aérodynamiquement pour favoriser un flux d’air à travers la pluralité de pales de ventilateur 40. De plus, la section de ventilateur 14 comporte un carter de ventilateur annulaire ou une nacelle externe 50 qui entoure circonférentiellement le ventilateur 38 ou au moins une partie du moteur à turbine à noyau 16. Il doit être noté que la nacelle externe 50 peut être configurée pour être supportée par rapport au moteur à turbine à noyau 16 par une pluralité d’aubes de guidage de sortie espacées circonférentiellement 52. Par ailleurs, une section aval 54 de la nacelle externe 50 peut s’étendre sur une partie externe du moteur à turbine à noyau 16 de manière à définir un passage de flux d’air de dérivation 56 entre elles. Pendant le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, un volume d’air 58 entre dans le moteur à turbine à gaz 10 par une entrée associée 60 de la nacelle externe 50 ou de la section de ventilateur 14. Lorsque le volume d’air 58 passe à travers les pales de ventilateur 40, une première partie du volume d’air 58 comme indiqué par les flèches 62 est dirigée ou acheminée dans le passage de flux d’air de dérivation 56 et une seconde partie de l’air 58 comme indiqué par les flèches 64 est dirigée ou acheminée dans le compresseur LP 22. Le rapport entre la première partie d’air 62 et la seconde partie d’air 64 est communément appelé un rapport de dérivation. La pression de la seconde partie d’air 64 est ensuite augmentée lorsqu’elle est acheminée à travers le compresseur HP 24 et dans la section de combustion 26, où elle est mélangée à du carburant et brûlée pour fournir un gaz de combustion chaud 66. Les gaz de combustion chauds 66 sont acheminés à travers la turbine HP 28 où une partie de l’énergie thermique ou cinétique des gaz de combustion chauds 66 est extraite via des étages séquentiels d’aubes de stator de turbine HP 68 qui sont couplées au carter externe 18 et de pales de rotor de turbine HP 70 qui sont couplées à l’arbre ou à la bobine HP 34, provoquant ainsi la rotation de l’arbre ou de la bobine HP 34, soutenant ainsi le fonctionnement du compresseur HP 24. Les gaz de combustion chauds 66 sont ensuite acheminés à travers la turbine LP 30 où une seconde partie d’énergie thermique et cinétique est extraite des gaz de combustion chauds 66 via des étages séquentiels d’aubes de stator de turbine LP 72 qui sont couplées au carter externe 18 et de pales de rotor de turbine LP 74 qui sont couplées à l’arbre ou à la bobine LP 36, provoquant ainsi la rotation de l’arbre ou de la bobine LP 36, soutenant ainsi le fonctionnement du compresseur LP 22 ou la rotation du ventilateur à pas variable 38. Le gaz de combustion chaud 66 est ensuite acheminé à travers la section de buse d’échappement de jet 32 du moteur à turbine à noyau 16 pour fournir une poussée propulsive. Simultanément, la pression de la première partie d’air 62 est sensiblement augmentée lorsque la première partie d’air 62 est acheminée à travers le passage de flux d’air de dérivation 56 avant qu’elle ne soit évacuée d’une section d’échappement de buse de ventilateur 76 du moteur à turbine à gaz 10, fournissant également une poussée propulsive. Au moins l’une de la section de combustion 26, de la turbine HP 28, de la turbine LP 30 ou de la section de buse d’échappement de jet 32 définit au moins partiellement un trajet d’écoulement 78 pour acheminer le gaz de combustion chaud 66 à travers le moteur à turbine à noyau 16. Divers composants peuvent être positionnés dans le trajet d’écoulement 78 tels que les aubes de stator de turbine HP 68, les pales de rotor de turbine HP 70, les aubes de stator de turbine LP 72, ou les pales de rotor de turbine LP 74. En outre, de tels composants peuvent nécessiter un refroidissement pour résister aux températures accrues du gaz de combustion chaud 66. En se référant maintenant à la FIG. 2 , une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un composant 100 du moteur à turbine à gaz 10 ( FIG. 1 ) est illustrée selon des aspects de la présente divulgation. En particulier, la FIG. 2 illustre le composant 100 configuré sous forme d’une pale de rotor de turbine. Dans d’autres modes de réalisation, le composant 100 peut être tout autre composant du moteur à turbine à gaz 10 tel que divers carénages, garnitures, bandes, etc. du moteur à turbine à gaz 10. Par exemple, le composant 100 peut être une structure qui définit au moins partiellement le trajet d’écoulement 78 pour le gaz de combustion chaud 66, vient en butée contre le trajet d’écoulement 78 pour le gaz de combustion chaud 66, ou s’étend dans le trajet d’écoulement 78 pour le gaz de combustion chaud 66. Comme le montre la FIG. 2 , le composant 100 peut comporter un noyau 101 et une enceinte externe 103. Le noyau 101 peut comporter une surface externe 112 (Figures 4A à 4C) s’étendant sur une longueur entre une première extrémité 111 et une seconde extrémité 113. En outre, le noyau 101 peut définir au moins partiellement une cavité 116, telle qu’une cavité de refroidissement, s’étendant à partir de la première extrémité 111 le long d’au moins une partie de la longueur du noyau 101. Par exemple, comme le montre la FIG. 2 , le noyau 101 comporte deux cavités 116 qui s’étendent à partir de la première extrémité 111 et s’arrêtent avant la seconde extrémité 113. Dans un autre mode de réalisation, les cavités 116 décrites ici peuvent s’étendre sur toute la longueur du noyau 101 (par exemple, de la première extrémité 111 à la seconde extrémité 113) ou sur moins que toute la longueur du noyau 101, selon, par exemple, s’il est souhaitable de pressuriser ou non la cavité 116. Dans un mode de réalisation, par exemple, pour pressuriser la cavité 116, la cavité 116 s’arrête avant la seconde extrémité 113, comme le montre la FIG. 2 . Dans de tels modes de réalisation, l’air à l’intérieur de la cavité 116 peut être utilisé pour alimenter des canaux de refroidissement plus petits (non représentés) qui se connectent à l’enceinte externe 103. Le noyau 101 et la cavité 116 seront décrits plus en détail ci-dessous en référence, par exemple, aux Figures 2 et 3 et 4A à 4C. La cavité 116 peut être couplée de manière fluidique à une alimentation en air (non représentée) au niveau de la première extrémité 111 pour fournir de l’air froid 115 au composant 100. En outre, comme illustré, l’enceinte externe 103 peut venir en butée contre le trajet d’écoulement 78 de sorte que le gaz de combustion chaud 66 s’écoule au-delà ou à travers le composant 100. L’enceinte externe 103 peut comporter une surface externe 107. L’enceinte externe 103 est positionnée à l’extérieur du noyau 101 et s’étend à partir de la première extrémité 111 du noyau 101 le long d’au moins une partie de la longueur du noyau 101. Toujours en se référant à la FIG. 2 , dans un mode de réalisation, le composant 100 peut être une pale de rotor de turbine. Par exemple, la pale de rotor de turbine peut être la pale de rotor de turbine LP 74 ou la pale de rotor de turbine HP 70. Dans d’autres modes de réalisation, le composant 100 peut être toute autre pale de rotor de turbine du moteur à turbine à gaz 10 ( FIG. 1 ), telle qu’une pale de turbine intermédiaire. Dans de tels modes de réalisation, le composant 100 peut comporter une bande interne 102 positionnée au niveau de la première extrémité 111 avec une surface de bande interne 105. Par exemple, la surface de bande interne 105 peut définir au moins partiellement le trajet d’écoulement 78 de sorte que le gaz de combustion chaud 66 s’écoule à travers le trajet d’écoulement 78. Ainsi, la surface de bande interne 105 peut définir une limite la plus interne du trajet d’écoulement 78 dans une direction radiale R. Dans un mode de réalisation particulier, la bande interne 102 peut être configurée sous forme d’une plate-forme. De plus, comme illustré, un pied de pale 86 peut être couplé à un disque de rotor de turbine (non représenté), qui est à son tour couplé à l’arbre rotatif 33 (par exemple, FIG. 1 ). Il sera facilement compris que, comme le montre la FIG. 2 et comme généralement connu dans l’art, le pied de pale 86 peut définir une saillie 89 ayant une forme en queue d’aronde ou autre pour la réception dans une fente de forme complémentaire dans le disque de rotor de turbine pour coupler la pale de rotor de turbine 70, 74 au disque. Bien sûr, chaque pale de rotor de turbine 70, 74 peut être aussi couplée au disque de rotor de turbine ou à l’arbre rotatif 33 d’autres manières. Généralement, les gaz de combustion chauds 66 peuvent s’écouler depuis la section de combustion 26 ( FIG. 1 ) en amont du composant 100 au-delà ou à travers le composant 100. Il convient de reconnaître que le trajet d’écoulement 78 peut en outre être défini par le carter externe 18 comme décrit en référence à la FIG. 1 ou des composants adjacents 100 comportant des bandes internes respectives 102. La bande interne 102 peut être chauffée par le gaz de combustion chaud 66 s’écoulant au-delà de la bande interne 102. En tout état de cause, comme le montre la FIG. 2 , les pales de rotor de turbine 70, 74 peuvent être couplées aux disques de rotor de turbine de sorte qu’une rangée de pales de rotor de turbine 70, 74 adjacentes de manière circonférentielle s’étendent radialement vers l’extérieur à partir du périmètre de chaque disque, c’est-à-dire, dans le trajet d’écoulement 78 ( FIG. 1 ). En outre, comme le montre la FIG. 1 , le gaz de combustion chaud 66 s’écoulant à travers le trajet d’écoulement 78 peut créer un différentiel de pression sur les pales de rotor de turbine 70, 74 provoquant la rotation des pales de rotor de turbine 70, 74 et donc de l’arbre rotatif 33. Ainsi, les pales de rotor de turbine 70, 74 peuvent transformer l’énergie cinétique ou thermique du gaz de combustion chaud 66 en énergie de rotation pour entraîner d’autres composants du moteur à turbine à gaz 10 (par exemple, un ou plusieurs compresseurs 22, 24 via un ou plusieurs arbres rotatifs 33). Il convient de reconnaître que l’enceinte externe 103 (Figures 2 et 3) peut être configurée comme un profil aérodynamique 80. En conséquence, dans de tels modes de réalisation, comme le montrent les Figures 2 et 3, la surface externe 107 peut comporter une surface de profil aérodynamique 85. En outre, la surface de profil aérodynamique 85 peut comporter un côté de pression 82 et un côté d’aspiration 84. La surface de profil aérodynamique 85 peut également comporter un bord d’attaque 88 au niveau d’une position avant (par exemple, FWD) du profil aérodynamique 80 dans la direction axiale A. La surface de profil aérodynamique 85 peut en outre comporter un bord de fuite 90 au niveau d’une position arrière (par exemple, AFT) du profil aérodynamique 80 dans la direction axiale A. En outre, comme illustré, le profil aérodynamique 80 peut s’étendre du pied de pale 86 à un bout de pale 87 le long d’une étendue S. Par exemple, le pied de pale 86 peut être approximativement au niveau de la première extrémité 111 du noyau 101, et le bout de pale 87 peut être approximativement au niveau de la seconde extrémité 113. Ainsi, le profil aérodynamique 80 peut s’étendre dans le trajet d’écoulement 78 du gaz de combustion chaud 66. En outre, le gaz de combustion chaud 66 peut s’écouler sur une combinaison du côté de pression 82, du côté d’aspiration 84, du bord d’attaque 88, ou du bord de fuite 90 et chauffer ainsi le profil aérodynamique 80. Le profil aérodynamique 80 peut définir la corde C s’étendant axialement entre les bords d’attaque et de fuite opposés 88, 90. Par ailleurs, le profil aérodynamique 80 peut définir une largeur W entre le côté de pression 82 et le côté d’aspiration 84. La largeur W du profil aérodynamique 80 peut varier le long de l’étendue S. En outre, comme le montre la FIG. 2 , la ou les cavités116 peuvent être au moins partiellement définies par le noyau 101. Ainsi, de l’air froid 115 peut être dirigé vers le composant 100 et refroidir celui-ci. En particulier, il convient de reconnaître que la cavité 116 peut être couplée de manière fluidique à l’alimentation en air et recevoir de l’air froid sous pression 115 en provenance de la section de compresseur 21 (voir, par exemple, FIG. 1 ). Dans de tels modes de réalisation, l’alimentation en air peut être l’alimentation en air froid 115. Dans d’autres modes de réalisation, l’air froid 115 peut être de l’air froid sous pression115 provenant d’un autre composant du moteur à turbine à gaz 10, tel qu’une pompe ou le passage de flux d’air de dérivation 56. L’air froid 115 reçu dans la cavité 116 est généralement plus froid que le gaz de combustion chaud 66 s’écoulant contre ou sur la surface externe 107 de l’enceinte externe 103. En se référant maintenant à la FIG. 3 , une vue en perspective d’un mode de réalisation d’un composant 100 est illustrée selon des aspects de la présente divulgation. En particulier, la FIG. 3 illustre le composant 100 configuré comme une aube de stator. Par exemple, le composant 100 peut être l’aube de stator de turbine HP 68 de la turbine HP 28 ou l’aube de stator de turbine LP 72 de la turbine LP 30. Dans de tels modes de réalisation, le composant 100 peut comporter une bande externe 108 positionnée au niveau de la seconde extrémité 113 de l’aube de stator de turbine, par exemple, radialement vers l’extérieur depuis la bande interne 102. En outre, la bande externe 108 peut comporter une surface de bande externe109. Par exemple, la surface de bande externe 109 peut définir au moins partiellement le trajet d’écoulement 78 pour le gaz de combustion chaud 66. Ainsi, la surface de bande externe 109 peut définir une limite la plus externe du trajet d’écoulement 78. Chaque aube de stator de turbine 68, 72 peut comporter l’enceinte externe 103 configurée comme le profil aérodynamique 80, ou, plus particulièrement, configurée comme une aube, qui s’étend à partir de la première extrémité 111, comme entre la première extrémité 111 et la seconde extrémité 113. Par exemple, l’enceinte externe 103 ou le profil aérodynamique 80 peut s’étendre entre la bande interne 102 et la bande externe 108. Chaque aube de stator de turbine 68, 72 peut avoir les mêmes caractéristiques que le profil aérodynamique 80 décrit ci-dessus en référence à la pale de rotor de turbine 70, 74. Par exemple, l’aube de stator 68, 72 peut avoir un côté de pression 82 opposé à un côté d’aspiration 84. Les côtés de pression et d’aspiration opposés 82, 84 de chaque profil aérodynamique 80 peuvent s’étendre radialement le long de l’étendue S depuis un pied d’aube au niveau de la bande interne 102 jusqu’à un bout d’aube au niveau de la bande externe 108. Par ailleurs, les côtés de pression et d’aspiration 82, 84 du profil aérodynamique 80 peuvent s’étendre axialement entre un bord d’attaque 88 et un bord de fuite opposé 90. Il sera apprécié que, bien que le profil aérodynamique 80 de l’aube de stator de turbine 68, 72 puisse avoir les mêmes caractéristiques que le profil aérodynamique 80 de la pale de rotor de turbine 70, 74, le profil aérodynamique 80 de l’aube de stator de turbine 68, 72 peut avoir une configuration différente du profil aérodynamique 80 de la pale de rotor de turbine 70, 74. À titre d’exemple, des profils aérodynamiques 80 des aubes de stator de turbine LP 72 ou des profils aérodynamiques 80 des pales de rotor de turbine HP 70 peuvent différer en taille, en forme ou en configuration des profils aérodynamiques 80 des aubes de stator de turbine HP 68 et des pales de rotor de turbine LP 74. Cependant, il doit également être compris que, bien que les profils aérodynamiques 80 puissent différer en taille, en forme ou en configuration, la divulgation décrite ici peut être appliquée à tout profil aérodynamique 80 dans le moteur à turbine à gaz 10, ainsi qu’à d’autres composants appropriés 100 du moteur à turbine à gaz 10. Les aubes de stator de turbine 68, 72 peuvent diriger les gaz de combustion chauds 66 à travers le trajet d’écoulement 78. En outre, les aubes de stator de turbine 68, 72 peuvent augmenter la vitesse du gaz de combustion chaud 66, augmentant ainsi la pression dynamique tout en diminuant la pression statique du gaz de combustion chaud 66. Dans de tels modes de réalisation, la bande externe 108 peut définir au moins partiellement le trajet d’écoulement 78. En outre, la surface de profil aérodynamique 85 ou la surface de bande externe 109 peut être chauffée par le gaz de combustion chaud 66 s’écoulant à travers le trajet d’écoulement 78. En se référant maintenant aux Figures 4A à 4C, diverses vues en coupe d’un mode de réalisation du composant 100 (par exemple, les pales de rotor de turbine 70, 74) de la FIG. 2 ) sont illustrées selon des aspects de la présente divulgation. Il convient de reconnaître que le composant 100 peut être configuré comme une pale de rotor de turbine ou une aube de stator de turbine, ainsi que l’une quelconque des aubes de stator de turbine 68, 72 comme décrit en référence à la FIG. 3 . Ainsi, l’enceinte externe 103 peut être configurée comme le profil aérodynamique 80 et la surface externe 107 peut être la surface de profil aérodynamique 85. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation, le composant 100 ou l’enceinte externe 103 peut comporter toute autre structure exposée au gaz de combustion chaud 66. En outre, comme représenté, le composant 100 peut comporter le noyau 101 et l’enceinte externe 103. Dans un mode de réalisation, comme représenté, le noyau 101 peut généralement avoir la même forme que l’enceinte externe 103. Par exemple, dans des modes de réalisation où l’enceinte externe 103 est un profil aérodynamique 80, le noyau 101 peut également être généralement formé comme un profil aérodynamique. Dans d’autres modes de réalisation, des couches ou des matériaux supplémentaires peuvent envelopper l’enceinte externe 103 ou peuvent être incorporés dans l’enceinte externe 103. Par exemple, l’enceinte externe 103 peut être formée de diverses couches, ou divers revêtements thermiques peuvent être appliqués ou pulvérisés sur l’enceinte externe 103. Toujours en se référant aux Figures 4A à 4C, dans un mode de réalisation, l’enceinte externe 103 peut être collée à au moins une partie de la surface externe 112 à l’aide de tout moyen approprié, tel que des adhésifs, du ruban, un soudage, ou des fixations mécaniques (par exemple, des boulons, des vis, et des rivets). En outre, le noyau 101 peut définir au moins partiellement la cavité 116 décrite ici. Par exemple, dans un mode de réalisation, la cavité 116 peut s’étendre sur toute la longueur du noyau 101. En outre, dans un mode de réalisation, la cavité 116 est couplée de manière fluidique à l’alimentation en air froid 115 au niveau de la première extrémité 111 (voir, par exemple, les Figures 2 et 3). Ainsi, dans un mode de réalisation, la cavité 116 peut fournir l’air frais 115 sur toute la longueur du noyau 101 ou sur toute la longueur de l’enceinte externe 103. De plus, les Figures 4A à 4C, illustrent généralement des vues en coupe de la pale de rotor de turbine 70, 74 de la FIG. 2 le long de divers emplacements sur l’étendue de celle-ci, c’est-à-dire pour indiquer les coupes transversales de la ou des cavités 116 divergeant le long de l’étendue de la pale de rotor de turbine 70, 74. Dans encore d’autres modes de réalisation, comme le montrent les Figures 4A à 4C, le noyau 101 peut définir une pluralité de cavités 116, telles que deux cavités 116 ou plus, telles que trois ou plus, configurées généralement de manière identique les unes et les autres. Il convient de reconnaître qu’une partie des cavités 116 peut s’étendre sur toute la longueur du noyau 101 depuis l’alimentation en air froid 115 au niveau de la première extrémité 111 jusqu’à la seconde extrémité 113. Dans d’autres modes de réalisation, certaines des cavités 116 peuvent s’étendre le long uniquement d’une partie du noyau 101. Dans un mode de réalisation, au moins l’un du noyau 101 ou de l’enceinte externe 103 peut être formé à partir d’un matériau composite tel qu’un matériau CMC ou autre matériau composite approprié ayant une capacité à haute température. Des matériaux composites comportent généralement un matériau de renforcement fibreux intégré dans un matériau de matrice, tel qu’un matériau polymère ou céramique. Le matériau de renforcement sert de constituant porteur de charge du matériau composite, tandis que la matrice d’un matériau composite sert à lier les fibres entre elles et à agir comme milieu par lequel une contrainte appliquée de l’extérieur est transmise et distribuée aux fibres. Par exemple, le noyau 101 et l’enceinte externe 103 peuvent tous deux être formés à partir d’un matériau CMC. Dans des modes de réalisation où le noyau 101 est formé à partir d’un matériau CMC, la cavité 116 peut être formée dans le noyau 101 alors que le noyau 101 est dans un état vert. Par exemple, le noyau 101 à l’état vert peut ne pas être durci ou ne peut être que partiellement durci. Il convient de reconnaître que le noyau 101 à l’état vert peut être plus souple, moins fragile et moins rigide qu’un noyau CMC entièrement durci. Le processus de formation du composant 100 est plus complètement décrit ci-dessous en référence aux Figures 5 à 8 ci-dessous. Les matériaux CMC à titre d’exemplaire peuvent comporter des matériaux à matrice de carbure de silicium (SiC), de silicium, de silice ou d’alumine et des combinaisons de ceux-ci. Des fibres céramiques peuvent être intégrées dans la matrice, telles que les fibres de renforcement stables à l’oxydation, y compris des monofilaments comme du saphir et carbure de silicium (par exemple, SCS-6 de chez Textron), ainsi que des stratifils et fils comportant du carbure de silicium (par exemple, NICALON® de chez Nippon Carbon, TYRANNO® de chez Ube Industries et SYLRAMIC® de chez Dow Corning), des silicates d’alumine (par exemple, 440 et 480 de chez Nextel) et des trichites et fibres hachées (par exemple, 440 et SAFFIL® de chez Nextel), et facultativement des particules céramiques (par exemple, d es oxydes de Si, Al, Zr, Y et leurs combinaisons) et des charges inorganiques (par exemple, pyrophyllite, wollastonite, mica, talc, kyanite et montmorillonite). Par exemple, dans certains modes de réalisation, des faisceaux des fibres qui peuvent comprendre un revêtement de matériau réfractaire céramique, sont formés en tant qu’un ruban renforcé, tel qu’un ruban renforcé unidirectionnel. Une pluralité des rubans peuvent être empilés ensemble (par exemple sous forme de plis) pour former un composant préforme. Les faisceaux de fibres peuvent être imprégnés d’une composition de suspension avant de former la préforme ou après formation de la préforme. La préforme peut ensuite subir un traitement thermique, tel qu’un durcissement ou une combustion pour donner un résidu à haute teneur en carbone dans la préforme, et un traitement chimique ultérieur, tel qu’une infiltration à l’état fondu avec du silicium, pour arriver à un composant formé d’un matériau CMC ayant une composition chimique souhaitée. Dans d’autres modes de réalisation, le matériau CMC peut être formé sous forme, par exemple, d’un tissu de fibres de carbone plutôt que sous forme d’un ruban. Comme indiqué, il peut être souhaitable de former des composants 100 du moteur à turbine à gaz 10, tels que des composants à l’intérieur du trajet d’écoulement 78, ou définissant celui-ci, par exemple, des aubes de stator 68, 72, des pales de rotor de turbine 70, 74 ou d’autres composants, à partir de matériaux composites tels que des matériaux CMC. Les composants 100 peuvent être formés à partir d’une pluralité de plis du matériau composite, qui sont empilés ensemble ou assemblés avec d’autres sous-ensembles, tels que des lots de plis, des préformes, ou un empilement de plis composites, pour définir le composant composite. Cependant, la ou les cavités de refroidissement 116 peuvent être difficiles à former dans le noyau 101 de ces composants 100 après le traitement thermique ou chimique. Plus particulièrement, le noyau 101 peut être trop rigide ou fragile pour former des cavités de refroidissement internes ou compliquées 116 comme décrit ici. De plus, un processus d’empilement de plis pour fabriquer ces composants peut ne pas être assez précis pour former ces types de passages internes ou compliqués. En outre, l’enceinte externe 103 ou les plis formant l’enceinte externe 103 peuvent adhérer plus facilement à un noyau 101 qui n’est que partiellement traité (par exemple, à l’état vert). En se référant maintenant à la FIG. 5 , un mode de réalisation d’un noyau de plis composites 122 est représenté selon des aspects de la présente divulgation. Il convient de reconnaître que le noyau de plis composites 122 peut devenir le noyau 101 décrit en référence aux Figures 1 à 4, par exemple après la fin du processus de formation du composant. Comme illustré, le noyau de plis composites 122 comporte une pluralité de plis composites 124. Comme illustré, la pluralité de plis composites 124 peut comporter un matériau composite tel qu’un matériau CMC ou un matériau PMC. Les plis composites 124 peuvent être empilés sur un outil, un mandrin, un moule ou un autre dispositif ou surface de support approprié. De préférence, chaque pli composite 124 de la pluralité de plis composites 124 est coupé, par exemple, à partir d’un ruban comme décrit précédemment, de sorte que chaque pli composite 124 est surdimensionné. C’est-à-dire que chacun de la pluralité de plis composites 124 peut être plus long qu’une longueur finale du pli pour fournir un stock machine pour usiner le lot de plis à l’état vert à des dimensions prédéterminées comme décrit plus en détail ici. En outre, comme le montre la FIG. 5 , la pluralité de plis composites 124 forme une pile de plis composites 126. Dans certains modes de réalisation, la pile de plis composites 126 peut être une pile de lot de plis (qui peut également être appelée préforme composite) ou similaire, qui peut être généralement appelée la pile de plis composite 126. Dans certains modes de réalisation, au moins l’un des plis composites 124 peut être un pli préimprégné. Par exemple, au moins une partie ou la totalité des plis composites 124 utilisés pour former le noyau de plis composites 122 peut être des plis préimprégnés. Dans un mode de réalisation, la totalité des plis composites 124 peut être des plis préimprégnés. Dans un autre mode de réalisation, au moins l’un des plis composites 124 peut être un pli CMC ou PMC, tel que tous les plis composites 124. Dans certains modes de réalisation, au moins l’un des plis composites 124 peut être un pli préimprégné CMC ou PMC. En se référant maintenant à la FIG. 6 , un organigramme d’un mode de réalisation d’un procédé 200 de formation d’un composant composite selon des aspects de la présente divulgation est illustré. Dans certains modes de réalisation, le composant peut être le composant 100 pour un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit de manière générale en référence aux Figures 1 à 5. Par exemple, le composant 100 peut être l’une quelconque des pales de rotor de turbine 70, 74 ou des aubes de stator de turbine 68, 72 comme décrit ci-dessus en référence aux Figures 1 à 3. De plus, bien que la FIG. 6 représente des étapes effectuées dans un ordre particulier à des fins d’illustration et de discussion, les procédés décrits ici ne sont pas limités à un quelconque ordre ou arrangement particulier. L’homme du métier, en utilisant les divulgations fournies ici, comprendra que diverses étapes des procédés divulgués ici peuvent être omises, réarrangées, combinées ou adaptées de diverses manières sans s’écarter de la portée de la présente divulgation. Comme illustré au niveau de la référence numérique (202), le procédé 200 peut comporter l’empilage d’une pluralité de plis composites autour d’un ensemble mandrin pour former un noyau de plis composites (tel que le noyau de plis composites 122), l’ensemble mandrin comportant un mandrin ayant un corps structurel interne et une couche de libération externe. Ainsi, le mandrin est configuré pour former une cavité dans le noyau de plis composites au fur et à mesure que le composant composite est formé. En particulier, comme le montrent les Figures 8A et 8B, une vue en perspective et une vue en coupe d’un mode de réalisation d’un ensemble mandrin 150 selon la présente divulgation sont illustrées, respectivement. Plus spécifiquement, comme représenté, l’ensemble mandrin 150 comporte un mandrin 152 ayant un corps structurel interne 154 et une couche de libération externe 156. Ainsi, le mandrin 152 est configuré pour former une ou plusieurs cavités de refroidissement dans le noyau de plis composites 122 au fur et à mesure que le composant composite est formé. Par exemple, les cavités de refroidissement peuvent être généralement configurées comme les cavités de refroidissement 116 des Figures 2 à 4. En outre, dans un mode de réalisation, la cavité 116 peut être formée dans le noyau de plis composites 122 à partir de la première extrémité 111 comme illustré sur les Figures 2 et 3, de sorte que la cavité 116 peut être couplée de manière fluidique à l’alimentation en air froid 115 après le traitement final. Il doit être reconnu que les cavités de refroidissement 116 décrites ici peuvent être usinées en n’importe quelle forme. Par exemple, la cavité 116 peut définir une coupe transversale circulaire, une coupe transversale arquée, une coupe transversale allongée, ou toute autre forme appropriée comportant un ou plusieurs segments incurvés ou rectilignes. En se référant à nouveau à la FIG. 6 , comme illustré au niveau de la référence numérique (204), le procédé 200 peut comporter le traitement du noyau de plis composites contenant l’ensemble mandrin. Par exemple, dans un mode de réalisation, le procédé 200 peut comporter le traitement partiel du noyau de plis composites contenant l’ensemble mandrin pour former un noyau à l’état vert. Ainsi, la couche de plis composites 126 peut être partiellement traitée pour former une couche à l’état vert d’un noyau à l’état vert 130 (voir, par exemple, les Figures 10C et 10D). Dans un mode de réalisation du procédé 200, le traitement partiel du noyau de plis composites peut comporter (206) le compactage du noyau de plis composites. Dans un autre mode de réalisation du procédé 200, le traitement partiel du noyau de plis composites 122 peut comporter (208) l’autoclavage du noyau de plis composites. Dans encore un autre mode de réalisation du procédé 200, le traitement partiel du noyau de plis composites peut comporter à la fois le compactage et l’autoclavage du noyau de plis composites. Par exemple, le noyau de plis composites 122 ( FIG. 5 ) peut être compacté puis traité dans un autoclave. Le compactage peut être effectué dans l’atmosphère, c’est-à-dire à la température et à la pression ambiantes ou à une température élevée, et peut utiliser une pression sous vide, un film rétractable, ou d’autres moyens pour appliquer la force/pression de compactage. Le traitement en autoclave peut être effectué à une température réduite, à une pression réduite, ou pendant une durée plus courte par rapport à un cycle en autoclave standard. Dans certains modes de réalisation, le traitement partiel de la pile de plis composites 126 ( FIG. 5 ) peut impliquer uniquement un compactage, c’est-à-dire que la pile de plis composite 126 peut être compactée sans également subir un cycle en autoclave réduit. Dans d’autres modes de réalisation, pour traiter partiellement la pile de plis composites 126, la pile peut subir un cycle en autoclave réduit sans être compactée séparément. Dans de tels modes de réalisation, après un traitement partiel, les plis composites 124 formant la pile de plis composites 126 conservent une certaine flexibilité et une certaine malléabilité. Une telle flexibilité et malléabilité peut aider à usiner la pile de plis composites 126. C’est-à-dire que le traitement partiel de la couche de plis composites 126 atteint un niveau de consolidation et de durcissement adéquat pour obtenir une résistance appropriée pour une manutention, une manipulation et un usinage ultérieurs de la pile à l’état vert. Au contraire, un cycle en autoclave standard est typiquement effectué dans le cadre du traitement d’un ensemble de plis ou de piles final pour obtenir les dimensions finales de composant et pour rigidifier le noyau à l’état vert. Plus particulièrement, le cycle en autoclave standard confère une rigidité à l’ensemble final de plis ou de piles par séchage ou durcissement complet des constituants composites et produit les dimensions finales du composant composite par consolidation parfaite des plis ou des sous-ensembles. En outre, dans des modes de réalisation dans lesquels la pile de plis composites 126 est traitée dans un autoclave, la pile de plis composites 126 peut être autoclavée à l’aide d’un outillage souple ou dur. Par exemple, la pile de plis composites 126 peut être autoclavée à l’aide d’un outillage métallique, c’est-à-dire un outillage dur, qui est façonné pour conférer une forme souhaitée à la pile de plis composites 126. En tant qu’autre exemple, la pile de plis composites 126 peut être autoclavée à l’aide d’un outillage souple tel qu’un sac à vide, par exemple, la pile de plis composites 126 peut être supportée sur un outil métallique, puis la pile de plis composites 126 et l’outil peuvent être ensachés et l’air retiré du sac pour appliquer une pression aux plis composites 124, et les compacter, formant la pile de plis composites 126 avant que la pile de plis composites 126 ne soit traitée dans un cycle en autoclave réduit comme décrit précédemment. Comme indiqué, après que la pile de plis composites 126 est partiellement traitée, la pile de plis composites 126 est dans un état vert et forme ainsi une pile à l’état vert, qui peut être un sous-ensemble utilisé pour former le composant composite, tel que le composant 100 des Figures 2 à 4. Ainsi, comme représente au niveau de la référence numérique (210) de la FIG. 6 , le procédé 200 peut comprendre le retrait de l’ensemble mandrin du noyau de plis composites pour former la cavité. Plus spécifiquement, dans un mode de réalisation, le procédé 200 peut comporter le retrait de l’ensemble mandrin du noyau à l’état vert pour former la cavité. Dans de tels modes de réalisation, le retrait de l’ensemble mandrin peut comporter la fusion du corps structurel interne 154, puis le retrait (par exemple, par extraction mécanique) de la couche de libération externe 156 après la fusion du corps structurel interne 154. En conséquence, dans un mode de réalisation, le corps structurel interne 154 peut être formé d’un alliage à basse température de fusion tel qu’un alliage d’étain-zinc. En outre, dans de tels modes de réalisation, un traitement thermique séparé peut être nécessaire à une température accrue pour faire fondre l’alliage métallique à basse température de fusion (par exemple, lorsque la température de fusion de l’alliage métallique est supérieure à des températures utilisées pendant le processus pour terminer la formation du composant partiellement formé 117). En conséquence, dans un mode de réalisation, le corps structurel interne 154 de l’ensemble mandrin 150 est configuré pour définir et maintenir les dimensions de la cavité 116 par compactage ou consolidation, tandis que la couche de libération interne 156 est configurée pour s’assurer que l’alliage de métal fondu ne contamine pas le noyau de plis composites pendant le retrait du corps structurel interne 154. Ainsi, après le retrait de l’ensemble mandrin 150, la cavité 116 décrite ici est formée. En se référant maintenant à la FIG. 7 , un organigramme d’étapes facultatives supplémentaires du procédé 200 de formation du composant composite selon des aspects de la présente divulgation est illustré. En particulier, dans des modes de réalisation où l’ensemble mandrin 150 est utilisé pour former un composant CMC, comme représenté au niveau de la référence numérique (212), le procédé 200 peut comporter l’enroulement d’un ou plusieurs plis composites supplémentaires autour du noyau à l’état vert pour former une enceinte externe. Par exemple, les plis composites supplémentaires peuvent être configurés comme les plis composites 124 utilisés pour former le noyau de plis composites 122. Il convient de reconnaître que l’enceinte externe peut généralement être configurée comme l’enceinte externe 103 comme décrit en référence aux Figures 2 à 4. En outre, une partie des plis composites 124 utilisés pour former l’enceinte externe 103 peut être des plis préimprégnés. Dans encore un autre mode de réalisation, au moins l’un des plis composites 124 peut être un pli préimprégné CMC, tel que tous les plis composites 124. Ainsi, il convient de reconnaître qu’au moins l’un des plis composites 124 peut être collé au noyau à l’état vert 130 au cours d’une étape de traitement finale du procédé 200. En se référant maintenant à la FIG. 9 , un organigramme d’un mode de réalisation d’un procédé 300 de formation du mandrin 152 de l’ensemble mandrin 150 selon la présente divulgation est illustré. Ainsi, dans de tels modes de réalisation, le mandrin 152 peut être formé pour avoir une forme correspondant à une forme souhaitée de la ou des cavités 116. Par exemple, comme le montrent les Figures 8A et 8B, le mandrin 152 peut être formé pour avoir une forme en coupe transversale unique qui peut varier le long de l’étendue du composant 100 à former. Plus précisément, dans un mode de réalisation, comme le montre la FIG. 9 , la formation du mandrin 152 peut comporter (302) l’usinage d’un alliage métallique 158 pour former le corps structurel interne 154 (voir, par exemple, les Figures 8A et 8B), par exemple, via une coulée. En outre, comme le montre la FIG. 9 , la formation du mandrin 152 peut comporter (304) le revêtement du corps structurel interne 154 avec un matériau non métallique imperméable 160 pour former la couche de libération externe 156 sur le corps structurel interne 154 (voir, par exemple, les Figures 8A et 8B). Dans des modes de réalisation particuliers, par exemple, le revêtement du corps structurel interne 154 avec le matériau non métallique imperméable 160 pour former la couche de libération externe 156 sur le corps structurel interne 154 peut comporter (306) un moulage par injection, (308) un revêtement par immersion, (310) une pulvérisation, (312) un enroulement, ou toute autre technique d’application appropriée. En outre, dans de tels modes de réalisation, à titre d’exemple, l’alliage métallique 158 peut être un alliage d’étain-zinc, tandis que le matériau non métallique imperméable 160 peut être un revêtement de silicone, un revêtement de polytétrafluoroéthylène (PTFE)/Téflon, ou un revêtement sol-gel. En conséquence, dans des modes de réalisation particuliers, le matériau non métallique imperméable 160 a généralement une stabilité thermique par fusion du corps structurel interne 154, ainsi que des propriétés anti-adhésives. Ainsi, la couche de libération externe 156 garantit que le métal fondu ne contamine pas la préforme verte pendant le retrait du mandrin. Après fusion, la couche de libération externe 156 peut être extraite de la cavité 116. Comme utilisé ici, une « stabilité thermique » est généralement caractérisée par une température de fusion supérieure de 10 degrés Celsius (°C) par rapport à la température de fusion du corps structurel interne 154. De plus, dans un mode de réalisation, la température de fusion du corps structurel interne 154 est limitée par la température de durcissement du composite et une température de dégradation thermique du matériau non métallique imperméable 160. Par exemple, pour le matériau choisi initialement (par exemple, de la silicone), la température de fusion peut être d’environ 260 °C. En se référant en particulier aux Figures 10A à 10D, divers composants d’un système 400 pour former un composant composite selon des aspects de la présente divulgation sont illustrés. En particulier, comme le montrent les Figures 10C et 10D, le composant partiellement formé 117 est illustré selon des aspects de la présente divulgation. En particulier, le composant partiellement formé 117 peut être produit en utilisant une quelconque ou toutes les étapes du procédé 200 avant l’étape de traitement finale. En outre, il convient de reconnaître que le composant partiellement formé 117 peut former le composant 100, comme illustré sur les Figures 2 à 4, après l’étape de traitement finale. Le composant partiellement formé 117 peut généralement être configuré comme le composant terminé 100 tel que décrit en référence aux Figures 2 à 4. Par exemple, le composant partiellement formé 117 peut comporter un noyau, tel que le noyau à l’état vert 130, et l’enceinte externe 103. Le noyau peut comporter une surface extérieure 112 et peut définir au moins partiellement la cavité 116 décrite ici. En outre, la cavité 116 peut être configurée pour être couplée de manière fluidique à une alimentation en air froid 115, par exemple après le traitement final du composant partiellement formé 117 pour former le composant 100. En outre, le composant partiellement formé 117 peut être configuré pour devenir une pale de rotor de turbine ou une aube de stator de turbine. Ainsi, l’enceinte externe 103 peut être configurée comme un profil aérodynamique 80 et une surface externe 107 peut être une surface de profil aérodynamique 85. Cependant, le composant partiellement formé 117 peut comporter des caractéristiques supplémentaires non présentes dans le composant finalisé 100. En particulier, comme le montrent les Figures 10C et 10D, le composant partiellement formé 117 peut comporter l’ensemble mandrin 150 définissant et maintenant les dimensions de la cavité 116 par compactage ou consolidation de la préforme. En outre, dans un mode de réalisation, le noyau peut comporter le noyau à l’état vert 130 formé à partir d’un matériau composite à matrice de carbone. Toutefois, dans d’autres modes de réalisation, le noyau à l’état vert 130 peut être formé à partir de tout matériau composite approprié. Il convient également de reconnaître que le composant partiellement formé 117 peut ne pas comporter toutes les caractéristiques du composant terminé 100. Par exemple, la cavité 116 peut être uniquement couplée de manière fluidique à l’alimentation en air froid 115 après la finalisation du composant, par exemple, après que l’ensemble mandrin 150 a été retiré. L’enceinte externe 103 peut être positionnée à l’extérieur du noyau 101 et s’étendre à partir de la première extrémité 111 du noyau le long d’au moins une partie de la longueur du noyau. Il convient de reconnaître que l’enceinte externe 103 peut être formée d’un ou plusieurs plis composites 124, qui peuvent être dans un état non durci ou non traité dans le composant partiellement formé 117 représenté. En outre, il convient de reconnaître que plusieurs couches de plis composites 124 peuvent être enroulées autour du noyau, tel que le noyau à l’état vert 130, pour former l’enceinte externe 103. Par exemple, au moins l’un des plis composites 124 peut entrer en contact avec la surface extérieure 112 du noyau 101. De plus, diverses substances de charge ou couches intermédiaires d’autres matériaux peuvent être incorporées entre des plis composites 124. En se référant à nouveau à la FIG. 6 , comme indiqué au niveau de la référence numérique (214), le procédé 200 peut comporter un traitement du noyau à l’état vert et de l’enceinte externe pour former le composant composite. Dans un mode de réalisation, le traitement du noyau à l’état vert 130 et de l’enceinte externe 103 peut comporter (216) l’autoclavage du noyau à l’état vert et de l’enceinte externe pour former un corps autoclavé. En outre, une autre étape peut comporter (218) la cuisson du corps autoclavé pour former un corps cuit. Dans certains modes de réalisation, le traitement du noyau à l’état vert 130 et de l’enceinte externe 103 peut comporter une étape de combustion supplémentaire, par exemple (220) pour la combustion des plis composites. Une étape supplémentaire peut comporter (222) la densification du corps cuit pour former le composant composite. Dans certains modes de réalisation, le traitement du noyau à l’état vert 130 et de l’enceinte externe 103 peut comporter au moins l’une parmi une infiltration à l’état fondu, une infiltration et pyrolyse de polymères, ou une infiltration chimique en phase vapeur (CVI). Par exemple, le traitement peut comporter l’autoclavage du composant partiellement formé 117 assemblé en utilisant un cycle en autoclave standard, plutôt qu’un cycle en autoclave réduit comme décrit précédemment, pour former un corps autoclavé. Dans des modes de réalisation dans lesquels le matériau composite est un matériau CMC, le corps autoclavé peut ensuite subir une cuisson (ou une combustion) pour former un corps cuit, suivi d’une densification pour produire un composant CMC densifié qui est un composant en une seule pièce, c’est-à-dire que le composant est une pièce continue de matériau CMC. Par exemple, après l’autoclavage, le composant peut être placé dans un four pour brûler tous les matériaux de formation de mandrin ou des solvants utilisés dans la formation des plis CMC et pour décomposer des liants dans les solvants, puis placé dans un four avec du silicium pour convertir un précurseur de matrice céramique des plis en matériau céramique de la matrice du composant CMC. Le silicium fond et s’infiltre dans toute porosité créée avec la matrice à la suite de la décomposition du liant lors de la combustion/cuisson ; l’infiltration à l’état fondu du composant CMC avec du silicium densifie le composant CMC. Cependant, la densification peut être effectuée à l’aide de toute technique de densification connue, y compris, mais sans s’y limiter, Silcomp, infiltration à l’état fondu (MI), infiltration chimique en phase vapeur (CVI), infiltration et pyrolyse de polymères (PIP), et processus oxyde/oxyde. Dans un mode de réalisation, la densification et la cuisson peuvent être effectuées dans un four à vide ou une atmosphère inerte ayant une atmosphère établie à des températures supérieures à 1 200 °C pour permettre au silicium ou à un autre matériau ou d’autres matériaux appropriés de s’infiltrer à l’état fondu dans le composant. En se référant maintenant aux Figures 10A à 10D, des schémas de principe d’un mode de réalisation de composants du système 400 pour former un composant composite selon la présente divulgation sont illustrés. Plus spécifiquement, comme le montrent les Figures 10A, 10C et 10D, le système 400 comporte l’ensemble mandrin 150 décrit ici. En outre, comme le montre en particulier la FIG. 10 , l’ensemble mandrin 150 peut comporter un ou plusieurs mandrins 152, tels qu’un premier mandrin 162 et un second mandrin 164, chacun ayant le corps structurel interne 154 et la couche de libération externe 156 décrits ici. De plus, comme illustré, le premier mandrin 162 a une forme correspondant à une forme souhaitée d’une première cavité de refroidissement, tandis que le second mandrin 164 a une forme correspondant à une forme souhaitée d’une seconde cavité de refroidissement. Ainsi, les premier et second mandrins 162, 164 peuvent être agencés ensemble selon une configuration souhaitée avant l’empilage d’une première pluralité de plis composites 402 de manière à définir et à maintenir les dimensions des première et seconde cavités de refroidissement par compactage ou consolidation de la préforme. Plus spécifiquement, comme mentionné, le corps structurel interne 154 des premier et second mandrins 162, 164 peut être formé d’un alliage métallique, tandis que la couche de libération externe 156 des premier et second mandrins 162, 164 peut être formée d’un matériau non métallique imperméable, qui peut également être déformable ou flexible. De plus, comme le montre la FIG. 10 , le système 400 comporte la première pluralité de plis composites 402, tels que les plis composites 124, à placer autour de l’ensemble mandrin 150 pour former le noyau de plis composites 122 ( FIG. 10 ). En outre, comme le montre la FIG. 10 , le système 400 comporte un appareil de consolidation 404 pour traiter le noyau de plis composites 122 contenant l’ensemble mandrin 150. De plus, comme le montre la FIG. 10 , le système 400 peut comporter une seconde pluralité de plis composites 406, tels que les plis composites 124, à enrouler autour du noyau à l’état vert 130 pour former l’enceinte externe 103. Par ailleurs, l’appareil de consolidation 404 est en outre configuré pour traiter le noyau à l’état vert 130 et l’enceinte externe 103 pour former le composant composite. Dans un mode de réalisation, l’appareil de consolidation 404 peut comporter un dispositif de compactage, un dispositif d’autoclave, un dispositif d’infiltration à l’état fondu, un dispositif d’infiltration et de pyrolyse de polymères, ou un dispositif d’infiltration chimique en phase vapeur (CVI). Facultativement, après le traitement, le composant composite peut subir un usinage de finition, si et lorsque nécessaire, et être revêtu d’un ou plusieurs revêtements, tels qu’un revêtement de barrière environnementale (EBC). Par exemple, les plis composites 124 qui sont enroulés autour du noyau 101 peuvent être surdimensionnés de sorte qu’une partie des plis composites 124 s’étendent au-delà du bord de fuite souhaité 90 du profil aérodynamique 80. En conséquence, après traitement, les plis composites 124 peuvent être usinés pour définir le bord de fuite 90. Dans d’autres modes de réalisation, les plis composites 124 peuvent être usinés après l’autoclavage de l’enceinte externe 103, mais avant la cuisson et la densification de l’enceinte externe 103. L’ensemble mandrin et l’ensemble mandrin associé décrits ici offrent de nombreux avantages non présents dans l’art antérieur. La fabrication du corps structurel interne définit et maintient les dimensions de la cavité par le biais du compactage et de la consolidation de la préforme, tandis que la couche de libération externe garantit que le métal fondu provenant de la fusion du corps structurel interne ne contamine pas la préforme (par exemple, contamination par Sn) pendant le retrait du mandrin avec un matériau résiduel. La couche de libération externe peut également être facilement extraite manuellement après la fusion du corps structurel interne. Les aspects supplémentaires de l’invention suivants sont fournis: Un procédé de formation d’un composant composite, le procédé comprenant : l’empilage d’une pluralité de plis composites autour d’un ensemble mandrin pour former un noyau de plis composites, l’ensemble mandrin comprenant un mandrin ayant un corps structurel interne et une couche de libération externe, le mandrin étant configuré pour former une cavité dans le noyau de plis composites ; le traitement du noyau de plis composites contenant l’ensemble mandrin pour compacter la pluralité de plis composites ensemble ; et le retrait de l’ensemble mandrin du noyau de plis composites pour former la cavité, dans lequel le retrait de l’ensemble mandrin du noyau de plis composites comprend la fusion du corps structurel interne et le retrait de la couche de libération externe après la fusion du corps structurel interne. Le procédé peut en outre comprendre la formation du mandrin pour avoir une forme correspondant à une forme de la cavité. La formation du mandrin comprend en outre : la fabrication d’un alliage métallique pour former le corps structurel interne ; et le revêtement du corps structurel interne avec un matériau non métallique imperméable pour former la couche de libération externe sur le corps structurel interne. L’alliage métallique a une température de fusion supérieure à une température de durcissement du composant composite et inférieure à une température de couche barrière. Le matériau non métallique imperméable est un matériau polymère comprenant au moins l’un parmi de la silicone, du polytétrafluoroéthylène, ou un sol-gel. Le revêtement du corps structurel interne avec le matériau non métallique imperméable pour former la couche de libération externe sur le corps structurel interne comprend en outre l’utilisation d’au moins l’un parmi un moulage par injection, revêtement par immersion, pulvérisation ou enroulement pour revêtir le corps structurel interne avec le matériau non métallique imperméable pour former la couche de libération externe. Le traitement partiel du noyau de plis composites contenant l’ensemble mandrin pour former un noyau à l’état vert avant de traiter le noyau de plis composites ; l’enroulement d’un ou plusieurs plis composites supplémentaires autour du noyau à l’état vert pour former une enceinte externe ; et le traitement du noyau à l’état vert et de l’enceinte externe pour former le composant composite. Le traitement partiel du noyau de plis composites comprend au moins l’un parmi un compactage du noyau de plis composites ou un autoclavage du noyau de plis composites. Le traitement du noyau à l’état vert et de l’enceinte externe comprend : l’autoclavage du noyau à l’état vert et de l’enceinte externe pour former un corps autoclavé ; la cuisson du corps autoclavé pour former un corps cuit ; et la densification du corps cuit pour former le composant composite. Le traitement du noyau à l’état vert et de l’enceinte extérieure comprend : au moins l’une parmi une infiltration à l’état fondu, une infiltration et pyrolyse de polymères, ou une infiltration chimique en phase vapeur. Au moins un de la pluralité de plis composites est un pli composite à matrice céramique. Le composant composite est un composant de moteur à turbine à gaz. Le composant composite est au moins l’une d’une pale de rotor de turbine ou d’une aube de stator de turbine. Un système pour former un composant composite, le système comprenant : un ensemble mandrin comprenant un premier mandrin ayant un corps structurel interne et une couche de libération externe ; une première pluralité de plis composites à placer autour de l’ensemble mandrin pour former un noyau de plis composites, le premier mandrin étant configuré pour former une cavité dans le noyau de plis composites ; et un appareil de consolidation pour traiter le noyau de plis composites contenant l’ensemble mandrin, dans lequel, après traitement du noyau de plis composites, le corps structurel interne est fondu à partir du noyau de plis composites et la couche de libération externe est retirée après la fusion du corps structurel interne. Le système comprenant en outre une seconde pluralité de plis composites à enrouler autour d’un noyau à l’état vert formé en consolidant le noyau de plis composites pour former une enceinte externe, dans lequel l’appareil de consolidation est en outre configuré pour traiter le noyau à l’état vert et l’enceinte externe pour former le composant composite. Le premier mandrin a une forme correspondant à une forme souhaitée de la cavité, et dans lequel le corps structurel interne du premier mandrin est formé d’un alliage métallique et la couche de libération externe est formée d’un matériau non métallique imperméable. L’ensemble mandrin comprend en outre un second mandrin pour former une seconde cavité dans le noyau de plis composites. Au moins un de la pluralité de plis composites est un pli composite à matrice céramique. L’appareil de consolidation comprend au moins l’un parmi un dispositif de compactage, un dispositif d’autoclave, un dispositif d’infiltration à l’état fondu, un dispositif d’infiltration et de pyrolyse de polymères, ou un dispositif d’infiltration chimique en phase vapeur (CVI). Cette description écrite utilise des modes de réalisation à titre d’exemple pour divulguer la divulgation, y compris le meilleur mode, et également pour permettre à tout homme de l’art de mettre en pratique la divulgation, comportant la fabrication et l’utilisation de dispositifs ou de systèmes quelconques et la réalisation de procédés incorporés quelconques. Procédé (200) de formation d’un composant composite (100), le procédé (200) comprenant : l’empilage d’une pluralité de plis composites (124) autour d’un ensemble mandrin (150) pour former un noyau de plis composites (122), l’ensemble mandrin (150) comprenant un mandrin (152) ayant un corps structurel interne (154) et une couche de libération externe (156), le mandrin (152) étant configuré pour former une cavité (116) dans le noyau de plis composites (122) ; le traitement du noyau de plis composites (122) contenant l’ensemble mandrin (150) pour compacter la pluralité de plis composites (124) ensemble ; et le retrait de l’ensemble mandrin (150) du noyau de plis composites (122) pour former la cavité (116), dans lequel le retrait de l’ensemble mandrin (150) du noyau de plis composites (122) comprend la fusion du corps structurel interne (154) et le retrait de la couche de libération externe (156) après la fusion du corps structurel interne (154). Procédé (200) selon la revendication 1, comprenant en outre la formation du mandrin (152) pour qu’il présente une forme correspondant à une forme souhaitée de la cavité (116). Procédé (200) selon la revendication 2, dans lequel la formation du mandrin (152) comprend en outre : la fabrication d’un alliage métallique (158) pour former le corps structurel interne (154) ; le revêtement du corps structurel interne (154) avec un matériau non métallique imperméable (160) pour former la couche de libération externe (156) sur le corps structurel interne (154). Procédé (200) selon la revendication 3, dans lequel l’alliage métallique (158) a une température de fusion supérieure à une température de durcissement du composant composite (100) et inférieure à une température de couche barrière. Procédé (200) selon la revendication 3, dans lequel le matériau non métallique imperméable (160) est l’un parmi : de la silicone, du polytétrafluoroéthylène, ou un sol-gel. Procédé (200) selon la revendication 3, dans lequel le revêtement du corps structurel interne (154) avec le matériau non métallique imperméable (160) pour former la couche de libération externe (156) sur le corps structurel interne (154) comprend en outre l’utilisation d’au moins l’un parmi un moulage par injection, revêtement par immersion, pulvérisation ou enroulement pour revêtir le corps structurel interne (154) avec le matériau non métallique imperméable (160) pour former la couche de libération externe (156). Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant en outre : le traitement partiel du noyau de plis composites (122) contenant l’ensemble mandrin (150) pour former un noyau à l’état vert (130) avant de traiter le noyau de plis composites (122) ; l’enroulement d’un ou plusieurs plis composites supplémentaires (124) autour du noyau à l’état vert (130) pour former une enceinte externe (103) ; et le traitement du noyau à l’état vert (130) et de l’enceinte externe (103) pour former le composant composite (100). Procédé (200) selon la revendication 7, dans lequel le traitement partiel du noyau de plis composites (122) comprend au moins l’un parmi un compactage du noyau de plis composites (122) ou un autoclavage du noyau de plis composites (122). Procédé (200) selon la revendication 7, dans lequel le traitement du noyau à l’état vert (130) et de l’enceinte externe (103) comprend : l’autoclavage du noyau à l’état vert (130) et de l’enceinte externe (103) pour former un corps autoclavé ; la cuisson du corps autoclavé pour former un corps cuit ; et la densification du corps cuit pour former le composant composite (100). Procédé (200) selon la revendication 7, dans lequel le traitement du noyau à l’état vert (130) et de l’enceinte externe (103) comprend : au moins l’une parmi une infiltration à l’état fondu, infiltration et pyrolyse de polymères, ou infiltration chimique en phase vapeur. Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins un de la pluralité de plis composites (124) est un pli composite à matrice céramique. Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le composant composite (100) est au moins l’une parmi une pale de rotor de turbine ou une aube de stator de turbine. Système (400) pour former un composant composite (100), le système (400) comprenant : un ensemble mandrin (150) comprenant un premier mandrin (152) ayant un corps structurel interne (154) et une couche de libération externe (156) ; une première pluralité de plis composites (124) à placer autour de l’ensemble mandrin (150) pour former un noyau de plis composites (122), le premier mandrin (152) étant configuré pour former une première cavité (116) dans le noyau de plis composites (122) ; et un appareil de consolidation (404) pour traiter le noyau de plis composites (122) contenant l’ensemble mandrin (150), dans lequel, après le traitement du noyau de plis composites (122), le corps structurel interne (154) est fondu à partir du noyau de plis composites (122) et la couche de libération externe (156) est retirée après la fusion du corps structurel interne (154). Système (400) selon la revendication 13, comprenant en outre une seconde pluralité de plis composites (124) à enrouler autour d’un noyau à l’état vert (130) formé en consolidant le noyau de plis composites (122) pour former une enceinte externe (103), dans lequel l’appareil de consolidation (404) est en outre configuré pour traiter le noyau à l’état vert (130) et l’enceinte externe (103) pour former le composant composite (100). Système (400) selon la revendication 13, dans lequel le corps structurel interne (154) du premier mandrin (152) est formé d’un alliage métallique et la couche de libération externe est formée d’un matériau non métallique imperméable.