FR 3156370 A1 20250613 FR 2313725 A 20231207 L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce (10, 20) composite comprenant des étapes consistant à : réaliser une préforme fibreuse (36) de la pièce composite ; fabriquer des mandrins (31-34) à partir d’une pate soluble moulée ; former un renfort fibreux (35) autour de chaque mandrin ; insérer les mandrins assemblés dans la préforme en un emplacement d’une cavité (3) à former dans la pièce composite ; insérer la préforme incorporant les mandrins dans un moule ; injecter une résine dans le moule pour obtenir la pièce composite, la résine se diffusant dans la préforme et les renforts fibreux ; démouler la pièce composite ; former un canal (38) dans la pièce composite pour atteindre les mandrins ; et injecter un solvant dans le canal pour dissoudre les mandrins, et former la cavité dans la pièce composite, les renforts fibreux entre les mandrins formant des raidisseurs dans la cavité. Figure 4H Procédé de fabrication d’une pièce en matériaux composites creuse comprenant des raidisseurs internes La présente invention concerne la fabrication de pièces aéronautiques creuses en matériau composite, et plus particulièrement la fabrication d’aubes de turbomachine aéronautique, par des méthodes d’injection de résine dans une préforme fibreuse, mais pas uniquement. Plus précisément, l’invention se rapporte à un procédé de fabrication d’une telle pièce aéronautique creuse. Etat de la technique Dans le domaine des moteurs aéronautiques, les aubes de turbomachines sont couramment réalisées en matériaux composites tels que les composites à matrice organique (CMO) afin réduire leur masse, tout en garantissant les propriétés mécaniques équivalentes ou supérieure au métal. En effet, l’amélioration des performances de la turbomachine, en particulier par rapport à la consommation, nécessite une diminution de masse. Ces aubes peuvent être des aubes de rotor ou de stator de turbomachine carénée ou non, par exemple des aubes directrices de sortie (OGV - "Outlet Guide Vane"). Dans le cas des aubes en matériau composite obtenues par tissage tridimensionnel, le matériau composite situé au cœur de l’aube n’a qu’une influence réduite sur les performances mécaniques de la pièce, alors qu’il compte pour une part non négligeable de la masse de l’aube. Ainsi, il est intéressant de fabriquer des aubes creuses, par stratification de renforts fibreux bidimensionnels qui sont ensuite densifiés par de la résine, ou plus par tissage tridimensionnel d’une préforme qui est ensuite densifiée. Une technique courante pour fabriquer des aubes creuses consiste à former dans la pièce une cavité remplie de mousse haute densité. La mousse a pour avantage de faciliter la fabrication car les variations d’épaisseur sont reprises non pas par la préforme à l’aide des sorties de couches, mais par la mousse. Il en résulte que le gain en chutes matière et répétabilité est considérable. En outre, dans le cas d’un procédé de drapage sec ou pré-imprégné, il est plus simple de réaliser la mise en forme sur de la mousse qui sert alors de support. Cependant, la mousse présente plusieurs inconvénients. Son coût est non négligeable. Elle est fragile, absorbe d’humidité et vieillit relativement rapidement. En outre, les interfaces avec la mousse sont plus complexes à contrôler par ultrasons. Il en résulte la nécessité de contrôler l’environnement en humidité et de limiter son exposition à l’humidité. Il est également connu d’utiliser un mandrin métallique pour former une cavité au sein d’une pièce. Si le noyau de la pièce autour du mandrin n’est pas fusible, ce dernier contraint alors grandement la géométrie de la cavité afin d’être démoulable, ce qui n’est pas compatible des formes complexes des pièces de nouvelles générations. Si le noyau est fusible, le procédé de fusion du noyau après cuisson de la pièce ajoute une étape de fabrication et laisse souvent de nombreuses particules (FOD – "Foreign Object Detected") sur la pièce. Ce procédé présente également un coût élevé, et parfois l’étape de cuisson nécessaire à la fusion a un impact non négligeable sur les propriétés mécaniques de la pièce. Il convient aussi noter que cette étape de cuisson réduit le potentiel de réparation de la pièce (lié au temps cumulé de la soumission de la pièce à une température supérieure à 120°C). Une autre technique pour réaliser des pièces évidées avec cavité non démoulable consiste à mettre en forme et extraire des parties internes moulantes. Cependant, cette technique nécessite un outillage de mise en forme et d’extraction particulier. Il est donc souhaitable de pouvoir réaliser une pièce fortement évidée mais présentant une résistance mécanique adaptée à son usage. Il est également souhaitable que la résistance mécanique obtenue soit compatible avec celle des aubes de turbomachine, carénées ou non, et fixes ou mobiles. Résumé Des modes de réalisation concernent un Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite comprenant des étapes consistant à : réaliser une préforme fibreuse de la pièce composite ; fabriquer des mandrins à partir d’une pate soluble moulée ; former un renfort fibreux autour de chaque mandrin ; assembler les mandrins recouverts du renfort fibreux ; insérer les mandrins assemblés dans la préforme fibreuse en un emplacement d’une cavité à former dans la pièce composite, les mandrins et la préforme fibreuse définissant la géométrie de la cavité ; insérer la préforme fibreuse incorporant les mandrins dans un moule d’injection ; injecter une résine dans le moule d’injection pour obtenir la pièce composite, la résine se diffusant dans la préforme fibreuse et le renfort fibreux autour de chaque mandrin ; démouler la pièce composite après polymérisation de la résine ; former un canal dans la pièce composite pour atteindre les mandrins depuis l’extérieur de la pièce composite ; et injecter un solvant dans le canal pour dissoudre les mandrins, et former la cavité dans la pièce composite, les renforts fibreux entre les mandrins étant configurés pour former des raidisseurs entre des parois opposées de la cavité. Selon un mode de réalisation, la formation du canal est réalisée soit durant la formation du renfort fibreux et de la préforme et du moulage par injection, soit par une opération de perçage après démoulage de la pièce composite. Selon un mode de réalisation, le procédé comprend, avant le moulage par injection, une opération de mise en forme de la préforme fibreuse sous forme sèche, ou bien une opération de mise en forme de la préforme fibreuse sous forme humide, suivie d’une opération de séchage de la préforme fibreuse. Selon un mode de réalisation, le procédé comprend une opération de drapage de la préforme fibreuse avant le moulage par injection. Selon un mode de réalisation, la pièce composite est une pièce de turbomachine, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine carénée, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine non carénée. Des modes de réalisation peuvent également concerner une pièce en matériau composite comprenant une peau externe, une cavité interne et des raidisseurs reliant entre elles des faces opposées de la cavité, les raidisseurs et la peau étant formés dans une même résine dans laquelle sont noyées des fibres. Selon un mode de réalisation, la pièce en matériau composite est une pièce de turbomachine, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine carénée, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine non carénée. Brève description des figures La présente invention sera bien comprise à l’aide de la description qui suit d’exemples de réalisation en référence aux figures annexées, dans lesquelles des signes de références identiques correspondent à des éléments structurellement et/ou fonctionnellement identiques ou similaires. FIG. 1 Les ﬁgures 1A et 1B sont des vues schématiques de face d’une aube de turbomachine non carénée et d’une aube de turbomachine carénée, respectivement, FIG. 2 La ﬁgure 2 est une vue schématique en coupe transversale de l’aube de la ﬁgure 1 ou 2, FIG. 3 La ﬁgure 3 est une vue schématique en coupe transversale de l’aube de la ﬁgure 1 ou 3, selon un mode de réalisation, FIG. 4 Les ﬁgures 4A à 4H sont des vues en coupe transversale de pièces, illustrant des étapes de fabrication d’une aube, selon un mode de réalisation, FIG. 5 La ﬁgure 5 est une vue schématique en perspective d’un moule, FIG. 6 La ﬁgure 6 est une vue schématique en perspective d’une préforme composite tissée 3D. Description détaillée La ﬁgure 1A représente une aube 1 de turbomachine non carénée et fixe ou mobile. La ﬁgure 1B représente une aube 2 de turbomachine carénée et fixe. Dans l’exemple de la ﬁgure 1A, l’aube 1 est une aube de sortie fixe destinée à être disposée en aval des aubes d’une soufflante non carénée d’un redresseur de flux ou OGV pour redresser un flux d’air secondaire. Dans l’exemple de la ﬁgure 1B, l’aube 2 est une aube directrice de sortie destinée à être disposée dans un OGV, en aval des aubes d’une soufflante carénée. Ces exemples ne sont pas limitatifs, l’invention s’appliquant également aux aubes de la soufflante par exemple, ou tout autre module de soufflante, fixe ou mobile, réalisé dans un matériau composite organique (CMO) avec un renfort fibreux noyé dans une matrice en CMO. L’aube 1,2 comprend classiquement un bord d’attaque 11, un bord de fuite 12, un extrados 13 et un intrados 14. Selon un mode de réalisation illustré par les ﬁgures 1A, 1B et 2, l’aube 1, 2 présente une cavité interne 3 s’étendant dans la majeure partie du volume de l’aube, dans le but de réduire sa masse. Cependant, la présence d’une telle cavité 3 réduit fortement la résistance mécanique de la pièce 1, 2. Pour résoudre ce problème sans affecter notablement la masse de la pièce, il est prévu de former à l’intérieur de la cavité 3 de l’aube des raidisseurs reliant entre elles des parois opposées de la cavité 3. Ainsi, la ﬁgure 3 représente une aube 10 qui diffère des aubes 1, 2 en ce que la cavité 3 de l’aube comprend des raidisseurs 21, 22, 23 reliant entre elles des parois opposées de la cavité. Dans le cas particulier de l’aube 10, les raidisseurs relient entre elles les parois formant l’extrados 13 et l’intrados 14 et permettent ainsi de rigidifier ces parois. Les ﬁgures 4A à 4H illustrent différentes étapes du procédé de fabrication de l’aube 10 avec la cavité 3 et les raidisseurs 21, 22, 23. La ﬁgure 4A représente des mandrins 31, 32, 33, 34 rigides et solubles à utiliser comme outillage permettant de réaliser les parois internes de la cavité 3 avec les raidisseurs 21, 22, 23. Ainsi, les mandrins 31-34 présentent la forme de parties à laisser vides dans l’aube 10. Les mandrins 31-34 peuvent être réalisés par moulage d’un fluide (pâte ou liquide) en un matériau susceptible de durcir et soluble par d’un solvant approprié, par les étapes suivantes. Le fluide peut être réalisé en mélangeant diverses compositions sous forme de poudres, et en chauffant le mélange pour le rendre liquide. Le fluide est ensuite coulé dans des moules ayant les formes requises, puis mis à refroidir dans les moules. Le moulage peut être effectué par gravité ou sous pression, par exemple par injection. Les mandrins 31, 32, 33, 34 sont ensuite démoulés. Le mélange de poudres peut comprendre une teneur supérieure à 60% en nitrates, ce qui facilite la dissolution ultérieure des mandrins. Par exemple, le mélange de poudres peut comprendre du nitrate de sodium (NaNO 3 ), du nitrate de potassium (KNO 3 ) et du silicate de zirconium (SiO 4 Zr). Selon un exemple de réalisation, le mélange de poudres comprend des teneurs massiques de 13,3% de nitrate de sodium, 53,4 % de nitrate de potassium, et 33,3 % de de silicate de zirconium (SiO4Zr). Les teneurs massiques sont données par rapport au poids total de la composition. Ce mélange peut être maintenu à une température comprise entre 315 °C et 325°C pendant toute la durée de l’opération de mélange. Le coulage par gravité peut être réalisé dans le moule porté à une température comprise entre 180°C et 250°C. La solidification des mandrins est réalisée par refroidissement jusqu’à température ambiante. La ﬁgure 4B illustre une étape de drapage des mandrins 31, 32, 33, 34 démoulés par un renfort fibreux 35 mis en forme ou drapé directement sur les mandrins. Le renfort fibreux 35 peut être réalisé en formant une couche de renfort par pulvérisation ou par enroulement de fibres. Le renfort fibreux peut être réalisé par exemple par fabrication additive avec un filament thermoplastique, soluble à l’eau et ayant une tenue mécanique jusqu’à une température de 130°C, tel que du ST130. Le renfort fibreux peut également être formé de fibres notamment de carbone (par exemple IM7, T1100), de verre, ou d’aramide ou encore de fibres végétales. Le renfort fibreux ne recouvre pas nécessairement la totalité de la surface des mandrins. Dans ce cas, les parties non couvertes par les fibres peuvent être comblées par la résine du composite formant les fibres, donc avec un taux volumique de fibre local nul. La ﬁgure 4C illustre une étape d’assemblage des mandrins 31, 32, 33, 34 avec leurs renforts fibreux 35 respectifs, pour former l’aube 10. Ainsi, la surface libre du renfort fibreux 35 recouvrant les mandrins assemblés correspond sensiblement à la forme d’un noyau interne de l’aube 10. La ﬁgure 4D illustre une étape d’insertion des mandrins 31-34 assemblés avec le renfort fibreux 35 dans une préforme ou ébauche 36 de l’aube 10. A cet effet, la préforme 36 peut avoir été préalablement humidifiée pour faciliter sa mise en forme autour des mandrins 31-34 assemblés. La préforme fibreuse 36 est par exemple formée par tissage tridimensionnel dans lequel les fils s’entrelacent de manière tridimensionnelle (tissage dit "interlock 3D"). La préforme 36 peut également être obtenue par tressage ou drapage de plis unidirectionnels ou formée de fibres courtes discontinues. La fabrication d’une telle préforme fibreuse est connue de l’homme du métier et ne sera pas décrite en détails dans le présent exposé. On notera toutefois que la préforme fibreuse 36 comprend une zone de déliaison formant une ouverture permettant l’insertion des mandrins 31-34 assemblés avec le renfort fibreux 35. Cette ouverture peut être formée par exemple dans une partie de la préforme correspondant à la base de la pale à réaliser. La ﬁgure 4E illustre une étape de mise en forme de la préforme 36 recouvrant les mandrins 31-34 assemblés avec le renfort fibreux 35. Cette étape vise à positionner correctement les fibres de la préforme 36 en fonction de la forme et de la structure de la pièce finale 10. A cet effet, les zones préférentielles (les plus fragiles) sont plus densément rigidifiées afin d’améliorer leur résistance structurelle aux impacts et autres, l’objectif étant d’obtenir des propriétés mécaniques satisfaisantes. Cette étape comprend la réalisation d’une opération de séchage de la préforme 36 en présence des mandrins 31-34, dans le but de figer la forme de la préforme. Cette opération de séchage est classiquement effectuée par chauffage à une température inférieure à 120°C dépendant de la nature des fibres. En l’occurrence, les fibres de la préforme 36 peuvent être notamment en carbone, verre ou aramide. Cette étape comprend également une opération de drapage consistant à recouvrir la préforme d’une couche 37. La ﬁgure 4F illustre une étape de moulage de la préforme 36 telle que représentée sur la ﬁgure 4E. Cette étape permet la mise en forme, la densification et la consolidation de la pièce. Cette étape est réalisée en plaçant la préforme 36 avec le drapage 37 dans un moule 40 par exemple comprenant deux coquilles 40a, 40b délimitant entre elles le volume de la pièce à réaliser 10. L’étape de moulage proprement dite peut être réalisée par injection dans le moule d’une résine thermodurcissable ou thermoplastique, par exemple selon la technique RTM ("Resin Transfer Molding"). De préférence, la résine comprend un polymère, de préférence époxyde, bismaléimide ou polyimide. Un traitement thermique permettant la polymérisation ou le durcissement de la résine est ensuite effectué. A cet effet, l’ensemble du moule est chauffé afin de durcir la résine et d’obtenir la pièce finale rigide. Après polymérisation de la résine injectée dans le moule, la pièce est démoulée. Il est à noter que l’opération de séchage peut être réalisée dans le moule 40 avant l’étape de moulage illustrée par la ﬁgure 4F. Un système de maintien des mandrins 34-36 à leurs positions finales dans le moule peut être mis en œuvre pendant le séchage. Un maintien des mandrins dans une position correcte permet d’obtenir des taux volumique et de compaction des fibres de la préforme 36, offrant une meilleure tenue mécanique à la pièce finale. La ﬁgure 4G illustre une étape de perçage de la pièce démoulée 20 pour former un ou plusieurs canaux 38 depuis l’extérieur de la pièce 20 jusqu’aux mandrins 31-34. Dans le cas où la pièce 20 est une aube, chaque canal 38 peut être formé depuis le bord de fuite 12. Il est à noter que cette opération de perçage peut être évitée ou réduite en formant tout ou partie des canaux 38 dès la formation des mandrins, de la préforme 36 et du drapage 37. Selon un exemple, les mandrins 34-36 et les canaux sont formés en une seule pièce (par moulage ou collage), incluant des liaisons entre les mandrins. Les mandrins peuvent également être assemblés pour former un ensemble rigide à l’aide de tubes rigides reliant les mandrins entre eux, et reliant l’un des mandrins à l’extérieur de la pièce 20. Les tubes peuvent être métalliques, par exemple. Cependant, une opération de perçage peut être prévue pour relier l’ensemble des mandrins à l’extérieur de la pièce 20. La ﬁgure 4G illustre une étape de retrait des mandrins 31-34 par dissolution. Cette étape peut être réalisée par injection ou pulvérisation dans le ou les canaux 38 d’un solvant adapté au matériau formant les mandrins. Dans le cas où les mandrins sont réalisés à partir du mélange de poudres décrit précédemment, le solvant peut être de l’eau chauffée et pressurisée, par exemple à une température comprise entre 80°C et 90°C et à une pression supérieure ou égale à 40 bars. L’utilisation d’eau chaude sous pression permet d’assurer une élimination complète des mandrins, sans résidus dans la pièce. Les canaux 38 peuvent ensuite être bouchés par exemple par du silicone tel que du type RTV ("Room-Temperature-Vulcanizing silicone") ou des bouchons insérés en force . La ﬁgure 5 représente le moule 40, un orifice 44 de remplissage du moule, un outillage de maintien 41 fixé au moule 40 à l’aide d’organes de fixation 42, et des pions 43 de positionnement des mandrins dans le moule. Les étapes illustrées par les ﬁgures 4C et 4D peuvent être réalisées en positionnant la préforme 36 dans le moule 40, la préforme étant mise en forme à l’aide de traceurs par exemple en fibre de verre ou par projection laser. De tels traceurs sont décrits par exemple dans le document Bjorn's corner; Turbofan engine challenges; Part 2 - Leeham News and Analysis. Ensuite, les mandrins 31-34 puis les pions 43 sont insérés dans la préforme 36 par une ouverture réalisée dans la préforme. Enfin, l’outillage de maintien 41 est fixé aux mandrins 31-34 à l’aide des pions 43. La ﬁgure 6 représente la préforme 36 et une ouverture 39 par laquelle les mandrins 31-34 et les pions 43 peuvent être introduits. Dans l’exemple de la ﬁgure 6, deux ouvertures 39 sont réalisées dans la préforme 36 à des extrémités opposées de cette dernière. Il apparaîtra clairement à l’homme de l’art que la présente invention est susceptible de diverses variantes de réalisation et diverses applications. En particulier, l’invention n’est pas limitée à la fabrication d’aubes de turbomachine, mais peut s’appliquer à toute pièce notamment aéronautique en matériaux composites devant être allégée par la formation d’une ou plusieurs cavités internes. Par ailleurs, les mandrins et donc les moules pour former les mandrins n’ont pas nécessairement une forme reflétant la forme de la pièce à réaliser. 1. Procédé de fabrication d’une pièce (10, 20) en matériau composite comprenant des étapes consistant à : réaliser une préforme fibreuse (36) de la pièce composite ; fabriquer des mandrins (31-34) à partir d’une pate soluble moulée ; former un renfort fibreux (35) autour de chaque mandrin ; assembler les mandrins recouverts du renfort fibreux ; insérer les mandrins assemblés dans la préforme fibreuse en un emplacement d’une cavité (3) à former dans la pièce composite, les mandrins et la préforme fibreuse définissant la géométrie de la cavité ; insérer la préforme fibreuse incorporant les mandrins dans un moule d’injection (40) ; injecter une résine dans le moule d’injection pour obtenir la pièce composite (10, 20), la résine se diffusant dans la préforme fibreuse et le renfort fibreux autour de chaque mandrin ; démouler la pièce composite après polymérisation de la résine ; former un canal (38) dans la pièce composite pour atteindre les mandrins depuis l’extérieur de la pièce composite ; et injecter un solvant dans le canal pour dissoudre les mandrins, et former la cavité dans la pièce composite, les renforts fibreux entre les mandrins étant configurés pour former des raidisseurs entre des parois opposées de la cavité. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la formation du canal (38) est réalisée soit durant la formation du renfort fibreux (35) et de la préforme et du moulage par injection, soit par une opération de perçage après démoulage de la pièce composite. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant, avant le moulage par injection, une opération de mise en forme de la préforme fibreuse (36) sous forme sèche, ou bien une opération de mise en forme de la préforme fibreuse sous forme humide, suivie d’une opération de séchage de la préforme fibreuse. 4. Procédé selon l’une des revendications 1 ou 2, comprenant une opération de drapage de la préforme fibreuse (36) avant le moulage par injection. 5. Procédé selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la pièce composite (10, 20) est une pièce de turbomachine, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine carénée, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine non carénée. 6. Pièce en matériau composite (10, 20) comprenant une peau externe, une cavité interne (3) et des raidisseurs reliant entre elles des faces opposées de la cavité, les raidisseurs et la peau étant formés dans une même résine dans laquelle sont noyées des fibres. 7. Pièce en matériau composite selon la revendication 6, laquelle est une pièce de turbomachine, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine carénée, ou une aube fixe ou mobile de turbomachine non carénée.