EP0775754B1 - Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique - Google Patents

Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique Download PDF

Info

Publication number
EP0775754B1
EP0775754B1 EP96402499A EP96402499A EP0775754B1 EP 0775754 B1 EP0775754 B1 EP 0775754B1 EP 96402499 A EP96402499 A EP 96402499A EP 96402499 A EP96402499 A EP 96402499A EP 0775754 B1 EP0775754 B1 EP 0775754B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
disc
metal
rod
ring
matrix
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP96402499A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0775754A1 (fr
Inventor
Yves Christian Louis Honnorat
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0775754A1 publication Critical patent/EP0775754A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0775754B1 publication Critical patent/EP0775754B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
    • C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
    • C22C47/06—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element
    • C22C47/062—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element from wires or filaments only
    • C22C47/064—Winding wires
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49318—Repairing or disassembling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making

Definitions

  • the invention relates to a method of fabrication of a composite rotor with a metal matrix.
  • the characteristic of the invention is avoid these contractions in diameter of the turns and their consequences, thanks to hot compression improved, which is exerted only in axial direction.
  • the metal matrix rotor including fiber windings that are finally formed a unitary and compact mass with windings of much more regularly arranged fiber.
  • the block is therefore formed by the agglomeration resulting from isothermal forging of the hub, sleeve, crown and fiber coating, which are normally formed from the same material of the matrix and form a single block at the end of the process.
  • the fibers continue to adhere to their coating and are therefore perfectly integrated into the formed part.
  • the metal matrix is initially formed of four pieces, three of which are visible at the Figure 1: a hub 1, a crown 2 and a disc 3.
  • the hub 1 is formed by a circular plate 4 lower from the center of which stands a rod 5 cylindrical.
  • Crown 2 has a slightly diameter wider than rod 5 and an outer diameter identical to that of tray 4.
  • disc 3 its diameter is similar to that of rod 5.
  • a motor 8 makes turn axis 7.
  • a fiber 9 has been prepared. She is unwound from a reel 10 rotating at will, and it is passes through a pulley 11 rotating freely on a chassis 12 itself movable in translation along two vertical and parallel slides 13 and 14.
  • the chassis 12 is connected by a connecting rod 15 at a point intermediate 16 of a lever 17, one end of which is articulated at a fixed point 18 and the other end at a nut 19 movable along an Archimedes screw 20 vertical and mobile under the action of a motor 21.
  • Two switches 22 and 23 sensitive to contact with the connecting rod 17 are provided against the Archimedes screw 20 for provide limit switches.
  • the advance of fiber 9 is produced in turning the motor 8, which unwinds it from the coil 10 by forming windings around the rod 5. Simultaneously, the motor 21 is started to gradually lower the connecting rod 17 and therefore the pulley 11 of the upper switch 22 to the lower switch 23. The pulley 11 gradually drives the fiber 9 towards the low and helps to form windings all over the height of the rod 5, between the disk 3 and the plate. In this embodiment, the end of the fiber 9 is wedged between disc 3 and the upper surface of the rod 5, but other ways to train the fiber in linking it to pieces 1, 2 and 3 of the matrix can be considered.
  • Crown 2 has a higher height to that of disk 3 and is maintained so as to project around it upwards by a pinning pin 24 housed in a cavity made both in the crown 2 and disc 3, on their underside.
  • Another pawn 30 is used to center the disc 3 on the rod 5; it is housed in a cavity formed on the axis of these rooms.
  • the centering pin 30 can be chosen with a sufficient diameter so that the rotational drive of the disc 3 is ensured.
  • axis 7 is replaced by a thinner axle on which the hub 1 and the disc 2, drilled in their center, are threaded. This process guarantees very regular windings without impose no dexterity, unlike processes delicate precedents to accomplish. Crown 2 serves as spool during winding and therefore prevents any displacement of the coiled layers.
  • Fiber 9 is cut when the windings are made. We then proceed to arrive at the state illustrated in figure 2.
  • the pawn of centering 24 is removed and a sleeve is slid 26, which is the fourth piece of the matrix metallic, around the crown 2, windings 25 and plate 4; then an airtight sheath 27 is formed around the whole matrix, providing however to pierce it with a degassing pipe 28 leading to a pump 29.
  • a degassing pipe 28 leading to a pump 29.
  • Hot isostatic compression is then undertaken for, according to the diagram of FIG. 3, obtain a compact mass in the sheath 27.
  • the hot isostatic compression processes are now well known and will not be discussed more.
  • the main effect obtained is an agglomeration of the windings 25 which results in a decrease in the volume they occupy and by a progressive collapse of the crown 2.
  • the isostatic compression becomes compression purely axial of the windings 25 because of the continuity of the socket 26, which replaces a circle of cores used in previous processes and which are contracts radially until the nuclei touch.
  • the fiber expansion is much smaller with the invention.
  • the height of the crown 2 is calculated so that its upper surface is flush with the upper surfaces of the disc 3 and socket 26 when an agglomeration satisfactory windings 25 has been obtained, which is shown in Figure 3. We can then stop the compression.
  • pieces 1, 2, 3 and 26 can be planned from the start with an external surface similar to that of the part in the final state; the sheath 27 then has the consequent shape.
  • An effective manufacturing example concerns a TAGV alloy matrix and carbide fibers SIC silicon also coated with titanium.
  • the coatings of the windings 25 form a mass compact during compression. Perfect cohesion of the part is thus obtained.

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Press Drives And Press Lines (AREA)

Description

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique.
On recourt désormais assez souvent à des pièces de rotor formées d'un bloc à partir d'une matrice métallique qui est ensuite usinée à la forme voulue.
On a également eu l'idée de renforcer la matrice, qui est souvent formée d'un alliage fragile tel que de titane et d'aluminium, par des fibres enroulées en cercles internes, noyés dans la matrice, autour de l'axe du rotor.
Ces fibres, plus résistantes à la rupture que la matrice et à module d'élasticité plus élevé, permettent de construire des rotors résistants, à hautes performances et dont le poids n'est pas très élevé. Elles sont généralement enroulées autour d'un moyeu du rotor et noyées dans la matrice métallique. De la matière métallique de composition identique à celle de la matrice est ajoutée entre les enroulements de la fibre pour donner une bonne cohésion. La méthode de fabrication impose donc de former les enroulements des fibres, de placer ces enroulements dans la matière de la matrice et d'unir l'ensemble par une compression à chaud qui produit une agglomération entre les fibres et la matrice tout en supprimant les interstices entre les enroulements et la matière métallique ajoutée. Il faut toutefois se prémunir contre le foisonnement de la fibre, c'est-à-dire des déplacements irréguliers des enroulements qui perturbent la régularité de leur position dans la pièce finie.
On a en effet démontré qu'une pièce de cette composition, soumise à un essai à la rupture en traction dans la direction des fibres, se rompait normalement avec une décohésion de cisaillement de la liaison entre la matrice et les fibres, entre deux plans de rupture de deux fibres voisines ; ce mode de rupture absorbe une énergie importante mais n'apparaít que si les fibres sont régulièrement réparties. Sinon, les concentrations de contraintes créées au voisinage d'une fibre s'étendent jusqu'à ses voisines si celles-ci sont proches, avec la conséquence qu'elles se rompent à leur tour presque tout de suite. On peut observer une propagation de la rupture à travers toute l'éprouvette selon un plan, à une force assez faible et sans participation notable de la matière de la matrice à la résistance.
On a donc conçu divers procédés pour obtenir une disposition régulière des enroulements de la fibre. Dans un premier d'entre eux, la fibre est enroulée couche par couche autour d'un mandrin et la matière ajoutée de la matrice est projetée en plasma entre les spires de la couche exposée. Des projections obliques dans les deux sens sont nécessaires pour bien combler les interstices entre spires, et il faut ensuite réaliser une projection supplémentaire pour couvrir les spires. Cela est malcommode et compliqué.
On a aussi imaginé de disposer la matière ajoutée de la matrice en feuillards qu'on alternait avec les couches de spires de la fibre. Les feuillards pouvaient être enroulés directement sur la machine de fabrication, ou bien la structure pouvait être préparée en posant à plat, alternativement, des feuillards et des nappes de fibre, et l'enroulement était réalisé dans une étape suivante. Mais on rencontrait des difficultés de fabrication, pour joindre les extrémités des feuillards, pour éviter qu'ils ne se plissent et pour réaliser des recouvrements homogènes, sans notamment laisser les fibres glisser à l'enroulement. Des concentrations de contraintes dues à des irrégularités de structure étaient observées sur les pièces finies.
Le dépôt de couches hélicoïdales alternées de couches de fibre et de feuillard, proposé dans le brevet français 2 607 071, possède des inconvénients analogues.
Enfin, on a eu l'idée de déposer la matière ajoutée de la matrice sur la fibre avant de former les enroulements et de soumettre l'assemblage à une compression isostatique à chaud. Ce procédé est exposé dans le brevet français 2 684 578. Il est plus facile à exécuter mais n'élimine pas complètement les défauts de régularité sur la structure de la pièce.
L'origine de l'invention peut être vue dans l'idée que la compression isostatique à chaud contribuait elle aussi à l'apparition des irrégularités de structure, quels qu'aient pu être le procédé choisi pour l'enroulement et le soin apporté à sa réalisation. En effet, la suppression des interstices implique un resserrement des enroulements, et donc une contraction de leur diamètre et des déformations de flambement des fibres.
La caractéristique de l'invention est d'éviter ces contractions de diamètre des spires et leurs conséquences, grâce à une compression à chaud améliorée, qui ne s'exerce qu'en direction axiale.
Cependant, il faut aussi garantir une régularité parfaite des enroulements pour éviter qu'ils ne foisonnent à la compression à chaud, ce qui est très difficile à cause de la finesse des fibres, dont le diamètre est voisin de 50 microns : les fibres sont donc très souples, et leurs enroulements nombreux. Un procédé de placement des enroulements qui soit fiable et d'utilisation simple dans l'industrie serait donc souhaité ; il est décrit ci-dessous et appartient aussi à l'invention.
Le rotor à matrice métallique incluant des enroulements de fibre qu'on obtient finalement forme une masse unitaire et compacte aux enroulements de fibre beaucoup plus régulièrement disposés.
Le procédé de l'invention comprend les étapes que voici :
  • construire un moyeu métallique composé d'un plateau et d'une tige dressée sur le plateau,
  • poser un disque métallique sur la tige, une couronne métallique étant unie au disque et s'étendant autour du disque, puis :
  • enrouler des fibres enrobées de la matière de la matrice autour de la tige et entre le disque et le plateau,
  • disposer une douille métallique autour du plateau et des fibres, la couronne dépassant de la douille et de la tige, et libérer la couronne du disque,
  • entourer le moyeu, la douille et la couronne par une gaine munie d'un orifice de dégazage,
  • comprimer la gaine par une compression isostatique à chaud jusqu'à ce que la couronne s'enfonce et atteigne un niveau déterminé,
  • ôter la gaine et usiner si nécessaire le bloc métallique à une forme désirée.
Le bloc est donc formé par l'agglomération résultant d'un forgeage isotherme du moyeu, de la douille, de la couronne et de l'enrobage des fibres, qui sont normalement formées de la même matière de la matrice et forment un bloc unique à la fin du procédé. Les fibres continuent d'adhérer à leur enrobage et sont donc parfaitement intégrées à la pièce formée.
L'invention va maintenant être décrite plus en détail à l'aide des figures suivantes qui décrivent une réalisation possible et sont fournies à titre illustratif et non limitatif :
  • les figures 1, 2, 3 et 4 représentent quatre étapes de la fabrication.
La matrice métallique est initialement formée de quatre morceaux dont trois sont visibles à la figure 1 : un moyeu 1, une couronne 2 et un disque 3. Le moyeu 1 est formé d'un plateau 4 circulaire inférieur du centre duquel se dresse une tige 5 cylindrique. La couronne 2 a un diamètre légèrement plus large que la tige 5 et un diamètre externe identique à celui du plateau 4. Quant au disque 3, son diamètre est semblable à celui de la tige 5. On commence par poser le disque 3 sur la tige 5 et la couronne 2 autour du disque 3, de façon qu'elle puisse coulisser autour de lui et de la tige 5, et le plateau 4 est posé sur un support 6 de façon qu'il soit coaxial à un axe 7 soutenant le support 6, de même que la couronne 2, le disque 3 et la tige 5. Un moteur 8 fait tourner l'axe 7.
Une fibre 9 a été préparée. Elle est déroulée d'une bobine 10 tournant à volonté, et on la fait passer par une poulie 11 tournant librement sur un châssis 12 lui-même mobile en translation le long de deux glissière verticales et parallèles 13 et 14. Le châssis 12 est relié par une bielle 15 à un point intermédiaire 16 d'un levier 17, dont une extrémité est articulée à un point fixe 18 et l'autre extrémité à un écrou 19 mobile le long d'une vis d'Archimède 20 verticale et mobile sous l'action d'un moteur 21. Deux interrupteurs 22 et 23 sensibles au contact de la bielle 17 sont prévus contre la vis d'Archimède 20 pour fournir des fin de course.
L'avance de la fibre 9 est produite en faisant tourner le moteur 8, ce qui la dévide de la bobine 10 en formant des enroulements autour de la tige 5. Simultanément, le moteur 21 est mis en marche pour abaisser peu à peu la bielle 17 et donc la poulie 11 de l'interrupteur supérieur 22 à l'interrupteur inférieur 23. La poulie 11 entraíne peu à peu la fibre 9 vers le bas et contribue à former des enroulements sur toute la hauteur de la tige 5, entre le disque 3 et le plateau. Dans cette réalisation, l'extrémité de la fibre 9 est coincée entre le disque 3 et la surface supérieure de la tige 5, mais d'autres facons d'entraíner la fibre en la liant aux morceaux 1, 2 et 3 de la matrice peuvent être envisagées. La couronne 2 a une hauteur supérieure à celle du disque 3 et est maintenue de façon à saillir autour de lui vers le haut par un pion de coincement 24 logé dans une cavité ménagée à la fois dans la couronne 2 et le disque 3, à leur face inférieure. Un autre pion 30 est utilisé pour centrer le disque 3 sur la tige 5 ; il est logé dans une cavité ménagée sur l'axe de ces pièces. Mais d'autres solutions existent pour assurer cet assemblage : ainsi, la couronne 2 peut sertir le disque 3 avec un léger coincement et s'étendre un peu au-dessous de lui, au niveau du sommet de la tige 5 qui assure elle-même le centrage. Le pion de centrage 30 peut être choisi avec un diamètre suffisant pour que l'entraínement en rotation du disque 3 soit assuré. Dans une autre réalisation possible, l'axe 7 est remplacé par un axe plus mince sur lequel le moyeu 1 et le disque 2, percés en leur centre, sont enfilés. Ce procédé garantit des enroulements très réguliers sans imposer aucune dextérité, contrairement aux procédés précédents délicats à accomplir. La couronne 2 sert de joue de bobine pendant l'enroulement et empêche donc tout déplacement des couches enroulées.
La fibre 9 est coupée quand les enroulements sont réalisés. On procède alors pour arriver à l'état illustré à la figure 2. Le pion de centrage 24 est retiré et on fait glisser une douille 26, qui est le quatrième morceau de la matrice métallique, autour de la couronne 2, des enroulements 25 et du plateau 4 ; puis une gaine 27 hermétique est formée autour de toute la matrice, en prévoyant toutefois de la percer d'un conduit de dégazage 28 aboutissant à une pompe 29. On s'aperçoit que, quand la douille 26 est posée à hauteur du plateau 4, son sommet arrive à hauteur du disque 3 mais la couronne 2 est en saillie vers le haut.
Une compression isostatique à chaud est alors entreprise pour, selon le schéma de la figure 3, obtenir une masse compacte dans la gaine 27. Les procédés de compression isostatique à chaud sont maintenant bien connus et ne seront pas évoqués davantage. Dans le cas présent, l'effet principal obtenu est une agglomération des enroulements 25 qui se traduit par une diminution du volume qu'ils occupent et par un affaissement progressif de la couronne 2. La compression isostatique devient une compression purement axiale des enroulements 25 à cause de la continuité de la douille 26, qui remplace un cercle de noyaux utilisé dans des procédés antérieurs et qui se contracte radialement jusqu'à ce que les noyaux se touchent. On a déjà mentionné les inconvénients de cette compression radiale pour la régularité des enroulements 25. Le foisonnement de la fibre est beaucoup plus petit avec l'invention. Avantageusement, la hauteur de la couronne 2 est calculée pour que sa surface supérieure affleure aux surfaces supérieures du disque 3 et de la douille 26 quand une agglomération satisfaisante des enroulements 25 a été obtenue, ce qui est représenté à la figure 3. On peut alors arrêter la compression.
Enfin et conformément à la figure 4, la gaine 27 est ôtée par usinage et la matrice métallique correspondant aux anciens morceaux 1, 2, 3 et 26 peut être usinée à volonté pour former la pièce souhaitée.
On peut ainsi la creuser dans son axe pour former un alésage 30, et enlever de la matière à sa périphérie extérieure pour n'y laisser subsister que des aubes 31 ; plus généralement, la pièce peut être usinée à volonté. On conçoit qu'une très grande liberté existe en fonction de la forme finale souhaitée. En variante, les morceaux 1, 2, 3 et 26 peuvent être prévus dès le début avec une surface extérieure semblable à celle de la pièce à l'état définitif ; la gaine 27 a alors la forme conséquente.
Un exemple effectif de fabrication concerne une matrice en alliage TAGV et des fibres en carbure de silicium SIC enrobées également de titane. Les enrobages des enroulements 25 forment une masse compacte pendant la compression. Une cohésion parfaite de la pièce est ainsi obtenue.

Claims (2)

  1. Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique, composé d'un bloc métallique contenant des fibres (9) disposées en cercles, consistant à :
    construire un moyeu métallique (1) composé d'un plateau (4) et d'une tige (5) dressée sur le plateau,
    poser un disque métallique (3) sur la tige (5), une couronne métallique (2) étant unie au disque (3) et s'étendant autour du disque (3), puis :
    enrouler les fibres, enrobées de matière de la matrice, autour de la tige et entre le disque et le plateau,
    disposer une douille métallique (26) autour du plateau et des fibres, la couronne dépassant de la douille et de la tige, et libérer la couronne (2) du disque (3),
    entourer le moyeu, la douille et la couronne par une gaine (27) munie d'un orifice de dégazage (28),
    comprimer la gaine par une compression isostatique à chaud jusqu'à ce que la couronne s'enfonce et atteigne un niveau déterminé,
    ôter la gaine et usiner si nécessaire le bloc métallique à une forme désirée.
  2. Procédé de fabrication d'un rotor composite suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le niveau prédéterminé correspond à un niveau où une surface supérieure de la couronne affleure à une surface supérieure de la douille.
EP96402499A 1995-11-22 1996-11-21 Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique Expired - Lifetime EP0775754B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9513832A FR2741383B1 (fr) 1995-11-22 1995-11-22 Procede de fabrication d'un rotor composite a matrice metallique
FR9513832 1995-11-22

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0775754A1 EP0775754A1 (fr) 1997-05-28
EP0775754B1 true EP0775754B1 (fr) 2000-02-02

Family

ID=9484795

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP96402499A Expired - Lifetime EP0775754B1 (fr) 1995-11-22 1996-11-21 Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique

Country Status (6)

Country Link
US (1) US5745994A (fr)
EP (1) EP0775754B1 (fr)
JP (1) JP3308174B2 (fr)
CA (1) CA2190567C (fr)
DE (1) DE69606502T2 (fr)
FR (1) FR2741383B1 (fr)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2784616B1 (fr) * 1998-10-15 2000-11-17 Snecma Procede d'obtention de pieces metalliques minces, legeres et rigides
US6158102A (en) * 1999-03-24 2000-12-12 General Electric Co. Apparatus and methods for aligning holes through wheels and spacers and stacking the wheels and spacers to form a turbine rotor
FR2901497B1 (fr) * 2006-05-24 2009-03-06 Snecma Sa Procede de fabrication d'un disque de rotor de turbomachine
FR2933422B1 (fr) * 2008-07-04 2011-05-13 Messier Dowty Sa Procede de fabrication d'une piece metallique comportant des renforts internes formes de fibres ceramiques

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2289425A1 (fr) * 1974-10-30 1976-05-28 Snecma Procede de realisation de frettes bobinees
US4831707A (en) * 1980-11-14 1989-05-23 Fiber Materials, Inc. Method of preparing metal matrix composite materials using metallo-organic solutions for fiber pre-treatment
US4782992A (en) * 1986-11-21 1988-11-08 Textron Inc. Method of forming articles
US4900599A (en) * 1986-11-21 1990-02-13 Airfoil Textron Inc. Filament reinforced article
US4809903A (en) * 1986-11-26 1989-03-07 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method to produce metal matrix composite articles from rich metastable-beta titanium alloys
US5305520A (en) * 1990-09-01 1994-04-26 Rolls-Royce Plc Method of making fibre reinforced metal component
US5217770A (en) * 1991-08-15 1993-06-08 The B. F. Goodrich Company Braided shaped filamentary structures and methods of making
FR2684578B1 (fr) * 1991-12-04 1996-04-12 Snecma Procede de fabrication de pieces en materiau composite a matrice metallique
DE4208100C2 (de) * 1992-03-13 1994-05-26 Mtu Muenchen Gmbh Rohling zur Herstellung von faserverstärkten Beschichtungen oder Metallbauteilen
FR2713662B1 (fr) * 1993-12-08 1996-01-12 Snecma Procédé d'obtention d'une pièce circulaire métallique renforcée par des fibres.

Also Published As

Publication number Publication date
FR2741383B1 (fr) 1997-12-12
JP3308174B2 (ja) 2002-07-29
CA2190567A1 (fr) 1997-05-23
JPH09192892A (ja) 1997-07-29
US5745994A (en) 1998-05-05
CA2190567C (fr) 2004-08-03
DE69606502T2 (de) 2000-06-21
FR2741383A1 (fr) 1997-05-23
EP0775754A1 (fr) 1997-05-28
DE69606502D1 (de) 2000-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1726678B1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce tubulaire avec un insert en matériau composite à matrice métallique
EP2245205B1 (fr) Procede de fabrication d'une piece metallique renforcee de fibres ceramiques
CA2548630C (fr) Procede de fabrication d'une nappe liee constituee de fils ceramiques a matrice metallique, dispositif de mise en oeuvre du procede et nappe liee obtenue par le procede
WO2010149768A2 (fr) Procede de fabrication de bielles composites et bielles obtenues selon le procede
EP2555201B1 (fr) Procédé de fabrication amelioré d'une pièce à geometrie tubulaire en matériau composite à matrice céramique
BE1021537B1 (fr) Bielle monobloc
EP2459446B1 (fr) Poutre de suspension de turbomoteur a la structure d'un aeronef
FR2539824A1 (fr) Roue pour compresseur centrifuge et procede pour sa fabrication
EP2307587B1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce métallique renforcée de fibres céramiques
EP1726676A1 (fr) Procédé de fabrication d'un insert bobiné de fils enduits
EP2680991B1 (fr) Procédé pour fabriquer une pièce métallique de révolution monobloc incorporant un renfort de fibres céramiques
EP0775754B1 (fr) Procédé de fabrication d'un rotor composite à matrice métallique
FR2684578A1 (fr) Procede de fabrication de pieces en materiau composite a matrice metallique.
EP2709783B1 (fr) Procede de fabrication par soudage diffusion d'une piece monobloc pour une turbomachine
EP0270412B1 (fr) Procédé de fabrication d'une chambre de combustion de propulseur a propergol solide
FR2704280A1 (fr) Système de suppression des contraintes dans un moteur-fusée à combustible solide.
EP1260293B1 (fr) Procédé de fabrication d'une structure tube-plaque en matériau composite à matrice métallique
EP2443265B1 (fr) Procede de fabrication d'une piece metallique incorporant un renfort annulaire fibreux
FR3055039A1 (fr) Volant d'inertie en beton et enveloppe filaire de precontrainte et son procede de fabrication

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19961203

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB IT

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

17Q First examination report despatched

Effective date: 19990614

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Free format text: 7C 22C 47/00 A

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT

REF Corresponds to:

Ref document number: 69606502

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20000309

ITF It: translation for a ep patent filed
GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20000321

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: TP

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 732E

Free format text: REGISTERED BETWEEN 20120517 AND 20120523

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20141024

Year of fee payment: 19

Ref country code: DE

Payment date: 20141023

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20141023

Year of fee payment: 19

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 20

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20151116

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 69606502

Country of ref document: DE

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20151121

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20151121

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20151121

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20160601

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719