FR 3156529 A1 20250613 FR 2313676 A 20231206 TITRE EN APPBODY-TITLE Un aspect de l’invention concerne un ensemble comprenant une pièce aéronautique comprenant une première portion composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre et une éprouvette composée d’un matériau identique au matériau de la première portion de la pièce aéronautique, l’éprouvette 3 comprenant deux têtes de fixation 31 et une portion centrale 30 s’étendant entre les deux têtes de fixation 31, la portion centrale 30 et la partie étant de forme et de dimension identique à la forme et la dimension. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4 Procédé d’estimation de durée de vie d’une pièce aéronautique de fabrication additive et un ensemble comprenant la pièce et une éprouvette DOMAINE TECHNIQUE DE L’INVENTION Le domaine technique de l’invention est celui de l’estimation de durée de vie d’une pièce de fabrication additive dans le domaine de l’aéronautique, en particulier des turbomachines. La présente invention concerne un procédé d’estimation de durée de vie d’une pièce de fabrication additive et en particulier une pièce réalisée par un procédé d’impression par fusion sélective par laser. ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE DE L’INVENTION Dans le domaine de l’aéronautique, en particulier des turbomachines, en aéronautique, de plus en plus de pièces de turbomachine sont fabriquées par un procédé de fabrication additive tel que le procédé d’impression par fusion sélective par laser. D’une façon générale, pour caractériser un matériau, il est connu d’utiliser une éprouvette représentative du matériau à caractériser, d’installer cette éprouvette sur un banc d’essai et de la soumettre à des tests et essais représentatifs des conditions auxquelles le matériau sera soumis lorsque la turbomachine sera en fonctionnement. Pour calculer la durée de vie d’une pièce, il existe des méthodes de calcul par élément finis à partir des caractéristiques du matériau. L’avantage du procédé de fabrication additive permet de réaliser des pièces ayant une ou des formes très complexes et éventuellement des épaisseurs fines (inférieure à 2mm). Ces formes peuvent de plus avoir une surface inaccessible et donc difficilement mesurable en série via des moyens de contrôles dimensionnels conventionnels. En outre du fait de l’inaccessibilité, les états de surface peuvent être amenés à rester bruts de fabrication (certaines zones ne peuvent pas être usinées), avec localement des niveaux de rugosité importants. Ces différents paramètres conduisent à ne pas pouvoir mesurer sur chaque pièce l’épaisseur réellement fabriquée. Celle-ci pouvant par conséquent présenter une certaine variabilité (par exemple supérieure à 10%). En effet, il y a une chaine de cote de tolérance de fabrication qui est égal à une tolérance du procédé de fabrication additive + tolérance de la découpe fil de séparation du plateau + éventuellement les tolérances des opérations de fabrication ultérieure tel que usinage, tournage etc..De plus, la forme complexe associée à une épaisseur faible et éventuellement des états de surfaces particuliers induit une absence de représentativité entre les éprouvettes traditionnelles servant à établir les lis matériau (éprouvette cylindrique de diamètre environ égal à 4mm) et la zone particulière de la pièce. Toutes ces contraintes empêchent de réaliser des calculs par éléments finis. Une solution couteuse connue pour ces pièces et de réaliser des essais moteurs (très couteux dans le domaine aéronautique) qui permettent de tester la pièce dans son environnement global. Il existe donc un réel besoin d’une technique de caractérisation pour permette à moindre cout d’évaluer (calculer ou tester mécaniquement) la robustesse et/ou la durée de vie d’une pièce ayant une zone ayant une forme et/ou une dimension dite complexe (c’est-à-dire ne pouvant pas être considérée représentative des éprouvettes cylindriques de caractérisation mécanique traditionnelles) réalisée par un procédé de fabrication additive pendant la phase de dimensionnement. L’invention offre une solution aux problèmes évoqués précédemment, en permettant de réaliser des tests mécaniques ou thermomécaniques sur une zone trop complexe pour calculer une durée de vie par élément finie. Un premier aspect de l’invention concerne un ensemble comprenant : une pièce aéronautique comprenant une première portion ayant une forme composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre, une éprouvette composée d’un matériau identique au matériau de la première portion de la pièce aéronautique, l’éprouvette comprenant deux têtes de fixation et une portion centrale s’étendant entre les deux têtes de fixation, la portion centrale étant de forme et de dimension identique à la forme et à la dimension d’une partie de la première portion de la pièce aéronautique. Grâce à l’invention, il est possible de déterminer facilement une durée de vie d’une zone d’une pièce même si elle comporte des parties complexes ayant une forme et/ou une dimension à forte variabilité, grâce à la fabrication additive pour la forme ou à cause à de la fabrication additive pour la dimension. Par partie complexe ayant une forme complexe on entend une forme volumétrique ne pouvant pas être considérée représentative des éprouvettes cylindriques de caractérisation mécanique traditionnelles. Ainsi, les conditions aux limites ne peuvent pas facilement être imposées dans un modèle éléments finis. Une paroi d’une partie complexe comprend une inconnue d’épaisseur ou au moins un état de surface brut non accessible par l’extérieur pour le contrôle. Ainsi une partie complexe a des caractéristiques mécaniques plus facilement et moins couteuse à calculer par le test et la fabrication d’une éprouvette que par calcul par élément fini puisque la surface interne est difficile à appréhender par simulation. Par exemple, une forme complexe peut être une forme d’une paroi formant un volume interne fermé avec des parois à l’intérieure à forte tolérance de courbure (non mesurable) formée par un procédé de fabrication additive ou encore une paroi comprenant une surface interne délimitant une partie d’une cavité fermée ou ouverte dont l’épaisseur de la paroi est inférieure à 10 fois la rugosité Ra de la surface brut interne. Dans le cas d’une cavité ouverte, la portion comprend une paroi de contredépouille fermant le volume partiellement en formant une section au niveau de l’ouverture inférieure à celle mesurée entre deux faces de la surface brute interne. Cette forme et/ou dimension (ici épaisseur) complexe empêche d’une part de la réaliser la partie par un moulage ou de réaliser un usinage sur la surface brut. Par composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre, on entend que la partie a été réalisée par fabrication additive à partir d’une poudre et donc qu’elle comprend des traces de ce procédé de fabrication. Par « éprouvette composée d’un matériau identique au matériau de la première portion de la pièce aéronautique » on entend que l’éprouvette est réalisée à base de la même matière ou du même matériau et par le même procédé de fabrication. Outre les caractéristiques qui viennent d’être évoquées dans le paragraphe précédent, l’ensemble selon un aspect de l’invention peut présenter une ou plusieurs caractéristiques complémentaires parmi les suivantes, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : Selon un mode de réalisation la partie centrale de l’éprouvette a la même forme qu’une section de partie de la première portion. Selon un exemple, la section est une section radiale et la première portion a une forme de révolution autour d’un axe. Selon un mode de réalisation la première portion et la portion centrale sont constituées d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre. Selon un mode de réalisation, la première portion comprend une paroi comprenant une épaisseur inférieure à 7 fois une rugosité Ra d’une des surfaces de la première portion. En effet une chaine de cote de tolérance existe lors de la séparation de la paroi du plateau, égale à la tolérance du procédé de fabrication additive + une tolérance de la découpe fil de séparation du plateau. De plus dans le cas où un usinage est réalisé sur une surface de cette paroi, la chaine de côte de tolérance comprend en outre la tolérance de l’opération d’usinage, par exemple celle d’un tournage. Cette caractéristique entraine une trop forte inconnue en épaisseur pour pouvoir réaliser un calcul par élément fini. Selon un mode de réalisation, la pièce aéronautique est entièrement composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre. Selon un mode de réalisation, la pièce aéronautique est une pièce d’une turbomachine, par exemple un distributeur. Selon un mode de réalisation, la pièce aéronautique comprend d’autres premières portions pouvant avoir chacune une forme et/ou une dimension différente et en ce que l’ensemble comprend d’autres éprouvettes comprenant chacune une partie centrale ayant une forme et dimension correspondant à une des formes complexes des premières portions de la pièce aéronautique. Selon un mode de réalisation, la portion centrale comprend la même rugosité Ra que la première portion. Par même rugosité, on entend une valeur Ra de la portion centrale égale à +ou- 5% de la valeur de rugosité Ra de la première portion. Selon un mode de réalisation, la première portion de la pièce aéronautique comprend une paroi une épaisseur inférieure à une valeur égale à cinq fois une rugosité Ra d’une des surfaces de la première portion. Ce ratio épaisseur par rapport à la rugosité implique une difficulté de calcul par élément fini. Ainsi l’éprouvette permet de faciliter la détermination de la durée de vie à moindre coût. Selon un mode de réalisation, la première portion de la pièce aéronautique comprend une paroi de contredépouille fermant partiellement un volume interne formé par la partie de la première portion et en ce que la partie comprend une paroi ayant une épaisseur inférieure à 1mm. Cette faible épaisseur ainsi que la difficulté de contrôle de surface de la première portion définissant le volume interne entrainent une difficulté de calcul par élément fini alors que l’’éprouvette permet de faciliter la détermination de la durée de vie à moindre coût. Selon un mode de réalisation, la partie de la première portion de la pièce aéronautique comprend une surface brute interne comprenant une première face interne et une deuxième face interne faisant face à la première face interne et en ce que la portion centrale de l’éprouvette comprend une surface brute interne correspondante à la surface brute interne de la première portion. Le fait que la surface brute interne comprend deux faces internes en vis-à-vis l’une de l’autre implique une forme complexe. EN effet par exemple la forme est en U. Selon un exemple, la distance entre les deux faces est inférieure à 3mm. Une telle distance empêche une mesure et complexifie donc un calcul par élément fini. Selon un mode de réalisation, la première portion de la pièce aéronautique comprend une surface externe usinée comprenant des traces de stries, en ce que la portion centrale de l’éprouvette comprend une surface externe usinée correspondante à celle de la première portion comprenant des traces de stries orientées selon la même direction. Cela permet d’avoir les mêmes caractéristiques d’une pièce aéronautique comprenant en outre des tolérances d’usinage augmentant la chaine de côte de tolérance. Selon un mode la portion centrale et la première portion de la pièce aéronautique comprend un composite à base métallique. Un deuxième aspect de l’invention concerne un procédé de fabrication de l’ensemble selon le premier aspect de l’invention (avec ou sans les différentes caractéristiques des différents modes de réalisation), dans lequel la fabrication additive est réalisée par un procédé de fusion laser sur lit de poudre, la pièce aéronautique et l’éprouvette ayant les mêmes tolérances de fabrication et ont été réalisées par les mêmes caractéristiques de la fabrication additive suivantes : sens de fabrication, paramètres du laser dont au moins même puissance, écart vecteur, vitesse de déplacement. Le fait de réaliser l’éprouvette de façon identique permet d’augmenter la précision des tests et donc des paramètres de mesure. Selon un exemple, le procédé comprend une étape d’usinage d’une surface de la première portion et une étape d’usinage d’une surface de la portion centrale correspondant à celle de la surface de la première portion, les deux étapes d’usinage ayant la même orientation formant des stries d’usinage sur les surfaces selon la même orientation. Un troisième aspect de l’invention concerne un procédé d’estimation de caractéristique d’une portion d’une pièce aéronautique de l’ensemble selon le premier aspect de l’invention comprenant : une étape de fabrication de l’éprouvette de l’ensemble de façon identique à la fabrication de la première portion de la pièce aéronautique, une étape de fixation des têtes de l’éprouvette à une machine de test mécanique ou thermomécanique, une étape de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette par la machine, une étape de récupération de données de caractérisation obtenues par des mesures de la machine lors du test. Un quatrième aspect de l’invention concerne un procédé d’estimation de durée de vie de la pièce aéronautique de l’ensemble selon le premier aspect de l’invention (avec ou sans les différentes caractéristiques des différents modes de réalisation), comprenant : une étape de fabrication de l’éprouvette de l’ensemble de façon identique à la fabrication de la première portion de la pièce aéronautique, une étape de fixation des têtes de l’éprouvette à une machine de test mécanique ou thermomécanique, une étape de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette par la machine, une étape de récupération de données de résultat du test obtenues par des mesures de la machine, une étape de calcul d’une durée de vie de la première portion à partir des données de résultat, une étape de calcul d’une durée de vie de la pièce à partir du calcul d’une durée de vie de la première portion et de durées de vie de d’autres deuxièmes portions de la pièce calculées par éléments finis. La pièce aéronautique comprend en effet des deuxièmes portions ayant des formes différentes de celle de la première portion, et le procédé comprend en outre les étapes de : calcul par élément fini d’une durée de vie des deuxièmes portions, l’étape de calcul d’une durée de vie de la pièce étant la valeur de durée de vie la plus petite parmi celles calculées pour l’au moins une première portion et les deuxièmes portions. Selon un mode de réalisation, le procédé d’estimation de durée de vie comprend en outre l’étape de de fabrication de plusieurs éprouvettes de façon identique à la fabrication de la première portion de la pièce aéronautique, chaque éprouvette étant fabriquée par une machine différente fabricant des pièces aéronautique ayant des premières portions de forme et de dimension identique à celle de la première portion de la pièce aéronautique de l’ensemble et en ce que les étapes de: fixation, de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette et de récupération de données sont réalisée sur chaque éprouvette et de préférence par la même machine. cela permet de mieux caractériser la dispersion issue du procédé d’élaboration, les éprouvettes ont été fabriquées sur plusieurs machines pour appréhender la dispersion mécanique résultante de ces variations paramétriques. cela permet de mieux caractériser la dispersion issue du procédé d’élaboration, les éprouvettes ont été fabriquées selon plusieurs lots de poudre pour appréhender la dispersion mécanique résultante de ces variations paramétriques. L’invention et ses différentes applications seront mieux comprises à la lecture de la description qui suit et à l’examen des figures qui l’accompagnent. BREVE DESCRIPTION DES FIGURES Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention. FIG. 1 est une représentation schématique d’une machine utilisée classiquement pour la mise-en-œuvre d’un procédé de fusion laser sur lit de poudre. FIG. 2 est une représentation schématique d’une partie d’une pièce aéronautique formée par la machine de la FIG. 1 comprenant une portion de cette partie ayant une forme et/ou dimension complexe. FIG. 2 est un agrandissement de la portion de la pièce aéronautique représentée en FIG. 2 . FIG. 3 est une représentation schématique d’une épaisseur au niveau de la portion de la pièce aéronautique représentée en FIG. 2 . FIG. 4 est une représentation schématique d’une éprouvette comprenant une forme complexe identique à celle de la portion de la FIG. 2 . DESCRIPTION DETAILLEE Les figures sont présentées à titre indicatif et nullement limitatif de l’invention. Un premier aspect de l’invention concerne un ensemble comprenant d’une part une pièce aéronautique 10 dont un exemple est représenté partiellement sur la FIG. 2 , comprenant une première portion 100 ayant une partie 100a, dont l’exemple est représenté sur les figures 2A et 2B, composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre, et d’autre part une éprouvette 3 dont un exemple est représenté en FIG. 4 , composée d’un matériau identique au matériau de la première portion 100 de la pièce aéronautique 10. L’éprouvette 3 comprend deux têtes de fixation 31 et une portion centrale 30 s’étendant entre les deux têtes de fixation 31, la portion centrale 30 et la partie 100a étant de forme et de dimension identique. FIG. 1 montre une représentation schématique d’un exemple d’une machine 2 pour une fabrication additive à partir d’une poudre, en l’occurrence une imprimante 3D utilisée pour la réalisation d’au moins la première portion de la pièce aéronautique 10 (cela peut être toute ou une partie de la pièce aéronautique) et de l’éprouvette 3, par fusion laser sur lit de poudre 7. La machine 2 comprend : un bac de fabrication 4 comportant un plateau de fabrication 42 formant une base pour la fabrication de la portion 100 de la pièce 10 et de l’éprouvette 3, le plateau de fabrication 42 étant mobile en translation selon un axe de dépôt Z, un bac d’alimentation 5 en poudre 7 agencé à proximité du bac de fabrication 4 et comprenant un fond 52 mobile en translation selon l’axe Z, un racleur 6 mobile en translation selon un axe Y, perpendiculaire à l’axe Z, sur un premier rail 22 de la machine 2, et au moins un laser 8 comprenant un faisceau laser 82, le laser 8 étant mobile en translation selon un axe X, perpendiculaire à l’axe Z, et selon l’axe Y, sur un deuxième rail 24 de la machine 2. La fabrication additive de la portion 100 de la pièce 10 et de l’éprouvette 3 requiert la réalisation préalable d’un fichier numérique de production via un logiciel adapté comprenant : un découpage de la modélisation 3D de la pièce en une pluralité de tranches présentant une épaisseur prédéterminée, et le sens de fabrication, les paramètres du laser 8 tels que sa puissance, la vitesse de déplacement, l’écart vecteur (le motif de balayage du faisceau laser 82), l’épaisseur des tranches de la portion de la pièce aéronautique 10 etc… Ces paramètres de laser sont identiques pour fabriquer l’éprouvette ou la portion de la pièce. Le procédé de fabrication d’une pièce aéronautique 10 et de l’éprouvette 3 par fusion laser sur lit de poudre comporte les étapes successives suivantes : translation du fond 52 du bac d’alimentation 5 selon l’axe Z, vers le haut, de manière à obtenir une quantité de poudre 7 surélevée, translation du fond 42 du bac de fabrication 4 selon l’axe Z, vers le bas, de manière à obtenir un espace libre au-dessus du lit de poudre 7 présent dans le bac de fabrication 4, transfert par le racleur 6 d’une quantité de poudre 7 du bac d’alimentation 5 vers le bac de fabrication 4 et répartition de la poudre 7 uniformément dans le bac de fabrication 4 de manière à créer une nouvelle couche de poudre 7 dont l’épaisseur est sensiblement égale à celle d’une tranche de la pièce 10, balayage sélectif par le faisceau laser 82 du laser 8 de certaines zones de la couche de poudre 7 nouvellement déposée de manière à fusionner et solidifier les particules de poudre pour créer une tranche en deux dimensions de la pièce 10, et répétition des trois étapes précédentes jusqu’à l’obtention de la pièce 10 finale en trois dimensions. Une telle machine 2 et un tel procédé permettent de réaliser des pièces ou des portions de pièces (ajout de couche sur une pièce existante) tels que celle représentée en coupe radiale sur la FIG. 2 correspondant à un distributeur d’une turbomachine d’un aéronef. Dans cet exemple, la pièce 10 comprend au moins une première portion 100 entourée par un cadre sur la FIG. 2 , représentée par un agrandissement sur la FIG. 2 . La première portion 100 comprend une partie 100a entourée sur la FIG. 2 . La première portion 100 est une pièce de révolution autour d’un axe X, comprenant une paroi 101 de révolution autour de l’axe X, ayant la partie 100a de cette première portion 100 entourée sur la FIG. 2 . La première portion 100 comprend en l’occurrence une paroi de contredépouille 102 s’étendant de la paroi 101 vers une autre paroi 103 s’étendant de la paroi 101 fermant partiellement (il reste un jeu entre la paroi de contredépouille 102 et la paroi 103) un volume interne formé par la partie 100a de la première portion 100. Cette partie 100a est très difficile voire impossible à fabriquer par un usinage ou un moulage, et est donc réalisée par un procédé de fabrication additive à partir de poudre, par exemple par la machine 2. Le volume interne a donc aussi une forme de révolution. La paroi 101 de la partie 100a comprend une surface externe 100e lisse en l’occurrence usinée mais pourrait être polie. La paroi 101 de la partie 100a comprend une surface interne 100i délimitant le volume interne. Etant donné que ce volume interne est très difficilement accessible, cette surface interne 100i est brute, c’est-à-dire non usinée, non polie. C’est la rugosité de cette surface interne 100i par rapport à l’épaisseur de cette paroi mesurée entre la surface interne 100i et la surface externe 100e qui rend cette partie complexe. En l’occurrence, la forme est une forme en U qui a priori n’est pas complexe mais l’épaisseur de la paroi entre la surface interne 100i et externe 100e à une variabilité de plus de 10% rendant la partie 100a complexe. La FIG. 3 représente un agrandissement d’une coupe au niveau d’une zone de de la partie 100a de la paroi 101. Cette paroi 101 comprend dans cette zone une faible épaisseur mesurée entre la surface interne 100i et la surface externe 100e. Ici du fait des tolérances de fabrication et en particulier de la surface interne 100i qui est donc une surface brute ayant une rugosité Ra, ici de 150µm, l’épaisseur de la paroi 101 est comprise entre une épaisseur maximal moyen Emax et une épaisseur minimal moyen Emin dont la différence est supérieure à + ou – 10%. Dans cet exemple, on peut voir que l’épaisseur max moyen est d’environ 740 µm et l’épaisseur minimal moyen est d’environ 600 µm. Cette zone de la paroi 101 comprend ainsi une épaisseur moyenne de 670 µm ayant une forte tolérance + ou - 70 µm dû à la rugosité Ra de la surface interne brute. La tolérance d’épaisseur dans cette zone est donc de + ou – 10% (soit une variabilité de 20%) l’épaisseur moyen entrainant une trop forte variabilité pour calculer une durée de vie par élément fini. Comme on peut le voir du côté de la surface externe 100e est une surface usinée (ou polie) et comprend des traces de stries issues de l’usinage. Ainsi pour caractériser la pièce mécanique, en particulier la première portion, l’exemple de ce premier aspect de l’invention concerne l’ensemble selon cet exemple comprenant en outre de la pièce aéronautique 10, l’éprouvette 3 représentée en FIG. 4 , comprenant une portion centrale 30 ayant la même forme et les mêmes dimensions et fabriquée avec la même composition de poudre que la partie 100a. L’éprouvette 3 comprend en outre deux têtes de fixation 31 de part et d’autre de la portion centrale. Les têtes 31 de l’éprouvette permet d’être de la tester sur une machine de fatigue conventionnelle. Un deuxième aspect de l’invention concerne un procédé de fabrication d’un ensemble selon le premier aspect de l’invention dans lequel la fabrication additive est réalisée par un procédé de fusion laser sur lit de poudre, par exemple celle décrite en relation avec la FIG. 1 . La pièce aéronautique 10 et l’éprouvette 3 ont les mêmes tolérances de fabrication et ont été réalisées par les mêmes caractéristiques de la fabrication additive suivantes : sens de fabrication, paramètres du laser dont au moins même puissance, écart vecteur, vitesse de déplacement. Le procédé de fabrication peut comprendre une étape d’usinage d’une surface de la première portion 100 et une étape d’usinage d’une surface de la portion centrale correspondant à celle de la surface de la première portion, les deux étapes d’usinage ayant la même orientation formant des stries d’usinage dans la même orientation. Un troisième aspect de l’invention concerne un procédé d’estimation de caractéristique d’une portion d’une pièce aéronautique, telle que la pièce aéronautique 10, de l’ensemble selon le premier aspect de l’invention comprenant une étape de fabrication de l’éprouvette de l’ensemble de façon identique à la fabrication de la première portion (100) de la pièce aéronautique, une étape de fixation des têtes de l’éprouvette à une machine de test mécanique ou thermomécanique, une étape de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette par la machine, une étape de récupération de données de résultat du test obtenu par des mesures de la machine. Un quatrième aspect de l’invention concerne un procédé d’estimation de durée de vie d’une pièce aéronautique, telle que la pièce aéronautique 10 de l’exemple précédent, de l’ensemble selon le premier aspect de l’invention. Le procédé d’estimation de durée de vie de la pièce aéronautique 10 comprend : une étape de fabrication de l’éprouvette 3 de l’ensemble de façon identique à la fabrication de la première portion 100 de la pièce aéronautique 10, une étape de fixation des têtes 31 de l’éprouvette 3 à une machine de test mécanique ou thermomécanique, une étape de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette 3 par la machine de test, une étape de récupération de données de résultat du test obtenues par des mesures de la machine de test, une étape de calcul d’une durée de vie de la première portion 100 à partir des données de résultat, une étape de calcul d’une durée de vie de la pièce 10 à partir du calcul d’une durée de vie de la première portion 100 et de durées de vie de d’autres deuxièmes portions de la pièce 10 calculées par éléments finis. Selon un exemple, le procédé d’estimation de durée de vie comprend en outre les étapes de : de fabrication de plusieurs éprouvettes 3 de façon identique à la fabrication de la première portion 100 de la pièce aéronautique 10, chaque éprouvette 3 étant fabriquée par une machine de fabrication additive à partir d’une poudre, différente fabricant des pièces aéronautique ayant des premières portions de forme et de dimension identique à celle de la première portion 100 de la pièce aéronautique 10 de l’ensemble et en ce que les étapes de : fixation, de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette et de récupération de données sont réalisée sur chaque éprouvette et de préférence par la même machine de test. Selon un autre exemple, pouvant se combiner avec l’exemple précédent, le procédé d’estimation de durée de vie comprend en outre les étapes de : de fabrication de plusieurs éprouvettes 3 de façon identique à la fabrication de la première portion 100 de la pièce aéronautique 10, chaque éprouvette 3 étant fabriquée selon une fabrication additive à partir d’une poudre de différents lots de poudre et en ce que les étapes de : fixation, de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette 3 et de récupération de données sont réalisée sur chaque éprouvette 3 et de préférence par la même machine. Dans ces deux exemples, l’étape de calcul d’une durée de vie de la première portion 100 est réalisée à partir des données de résultat obtenues par la machine sur chaque échantillon 3. Les étapes de calcul, de récupération de données sont réalisées à partir d’un ordinateur. Bien entendu, dans le cas où la pièce 10 comporte d’autres premières portions comprenant chacune une autre partie 100a’ dite « complexe », telle que celle entourée sur la FIG. 1 , les procédés et l’ensemble peuvent comprendre une fabrication d’une ou de plusieurs autres éprouvettes 3 comprenant chacune une partie centrale de forme et de dimension identique à la forme et la dimension d’une partie 100a’ correspondante d’une des autres premières portions de la pièce aéronautique. En l’occurrence la partie complexe 100a’ est complexe par sa forme, en effet elle comporte une paroi formant un volume interne fermée avec des parois internes dans ce volume fermée, fabricable seulement par une fabrication additive à partir d’une poudre. Afin de caractériser encore mieux la dispersion issue du procédé d’élaboration, les éprouvettes ont été fabriquées sur plusieurs machines et avec plusieurs lots de poudre pour appréhender la dispersion mécanique résultante de ces variations paramétriques. Sauf précision contraire, un même élément apparaissant sur des figures différentes présente une référence unique. Ensemble comprenant : une pièce aéronautique (10) comprenant une première portion (100) composée d’un matériau issu d’une fabrication additive à partir d’une poudre, une éprouvette (3) composée d’un matériau identique au matériau de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10), l’éprouvette (3) comprenant deux têtes de fixation (31) et une portion centrale (30) s’étendant entre les deux têtes de fixation (31), la portion centrale (30) étant de forme et de dimension identique à la forme et la dimension d’une partie (100a) de la première portion (100) de la pièce aéronautique. Ensemble selon la revendication précédente dans lequel, la portion centrale comprend la même rugosité que la première portion (100). Ensemble selon l’une des revendications précédentes dans lequel la première portion (100) de la pièce aéronautique (10) comprend une paroi comprenant une épaisseur inférieure à une valeur égale à cinq fois une rugosité Ra d’une des surfaces de la première portion (100). Ensemble selon l’une des revendications précédentes dans lequel la première portion (100) de la pièce aéronautique (10) comprend une paroi de contredépouille (102) fermant partiellement un volume interne formé par la partie (100a) de la première portion (100) et en ce que la partie (100a) comprend une paroi ayant une épaisseur inférieure à 1mm. Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la partie (101a) de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10) comprend une surface brute interne (101i) comprenant une première face interne et une deuxième face interne faisant face à la première face interne et en ce que la portion centrale (30) de l’éprouvette (3) comprend une surface brute interne (30i) correspondante à la surface brute interne (101i) de la première portion (100). Ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la première portion (100) de la pièce aéronautique (10) comprend une surface externe (100e) usinée comprenant des traces de stries, en ce que la portion centrale (30) de l’éprouvette comprend une surface externe usinée correspondante à celle de la première portion (100) comprenant des traces de stries orientées selon la même direction. Ensemble selon la revendication précédente dans lequel la portion centrale et la première portion de la pièce aéronautique comprend un composite à base métallique. Procédé de fabrication de l’ensemble selon l'une quelconque des revendications précédentes dans lequel la fabrication additive est réalisée par un procédé de fusion laser sur lit de poudre, la pièce aéronautique (10) et l’éprouvette (3) ayant les mêmes tolérances de fabrication et ont été réalisées par les mêmes caractéristiques de la fabrication additive suivantes : sens de fabrication, paramètres du laser dont au moins même puissance, écart vecteur, vitesse de déplacement. Procédé d’estimation de durée de vie de la pièce aéronautique (10) de l’ensemble selon l’une des revendications précédentes 1 à 6, comprenant : une étape de fabrication de l’éprouvette (3) de l’ensemble de façon identique à la fabrication de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10), une étape de fixation des têtes (31) de l’éprouvette (3) à une machine de test mécanique ou thermomécanique, une étape de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette (3) par la machine, une étape de récupération de données de résultat du test obtenues par des mesures de la machine, une étape de calcul d’une durée de vie de la première portion (100) à partir des données de résultat, une étape de calcul d’une durée de vie de la pièce à partir du calcul d’une durée de vie de la première portion (100) et de durées de vie de d’autres deuxièmes portions de la pièce calculées par éléments finis. Procédé d’estimation de durée de vie selon la revendication précédente, comprenant en outre les étapes de : de fabrication de plusieurs éprouvettes (3) de façon identique à la fabrication de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10), chaque éprouvette (3) étant fabriquée par une machine différente fabricant des pièces aéronautique (10) ayant des premières portions de forme et de dimension identique à celle de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10) de l’ensemble (3) et en ce que les étapes de : fixation, de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette (3) et de récupération de données sont réalisée sur chaque éprouvette (3) et de préférence par la même machine. Procédé d’estimation de durée de vie selon la revendication 9 ou 10, comprenant en outre l’ étape de fabrication de plusieurs éprouvettes (3) de façon identique à la fabrication de la première portion (100) de la pièce aéronautique (10), chaque éprouvette (3) étant fabriquée selon une fabrication additive à partir d’une poudre de différents lots de poudre, et en ce que les étapes de : fixation, de test mécanique ou thermomécanique de l’éprouvette (3) et de récupération de données sont réalisée sur chaque éprouvette (3) et de préférence par la même machine.