EP4695062A1 - Piece de revolution en materiau composite a resistance au delaminage amelioree - Google Patents

Piece de revolution en materiau composite a resistance au delaminage amelioree

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Publication number
EP4695062A1
EP4695062A1 EP24725545.8A EP24725545A EP4695062A1 EP 4695062 A1 EP4695062 A1 EP 4695062A1 EP 24725545 A EP24725545 A EP 24725545A EP 4695062 A1 EP4695062 A1 EP 4695062A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fibrous
interface
texture
polyamide
mandrel
Prior art date
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Pending
Application number
EP24725545.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Noëlig DAGORN
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Safran SA
Original Assignee
Safran SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran SA
Publication of EP4695062A1 publication Critical patent/EP4695062A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
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    • F05D2300/433—Polyamides, e.g. NYLON
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    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle

Definitions

  • the present invention relates to the general field of the manufacture of composite material revolution parts for propulsion systems such as gas turbine fan casings, air intakes or nacelle cowls for aeronautical engines.
  • the fan casing serves several functions. It defines the air inlet stream into the engine, supports an abradable material facing the fan blade tips, supports a possible sound wave absorption structure for acoustic treatment at the engine inlet, and incorporates or supports a retention shield.
  • the retention shield provides a debris trap that retains debris, such as ingested objects or fragments of damaged blades, projected by centrifugation, to prevent them from passing through the casing and reaching other parts of the aircraft.
  • the casings like the fan casing, are now made of composite material, that is to say from a fibrous preform densified by an organic matrix, which makes it possible to produce parts with a lower overall mass than these same parts when they are made of metallic material while presenting a mechanical resistance at least equivalent if not superior.
  • the retention shield is constituted by a portion of excess thickness obtained at the level of the fibrous reinforcement of the casing which has an evolving thickness.
  • the fibrous reinforcement is obtained by winding a texture 3D woven fiber which has a portion of excess thickness capable of forming a retention shield.
  • Documents FR 3 097 799 and FR 3 123 586 describe housings or rotational parts made of composite material having improved resistance to delamination.
  • a method for manufacturing a composite material revolution part for a propulsion unit comprising:
  • the production of the fibrous preform comprises the formation of a fibrous blank in the form of a strip comprising at least two superimposed structural layers and a fibrous interface texture comprising polyamide or glass fibers present at the interface between said at least two superimposed structural layers, the fibrous interface texture having a thickness of less than 1 mm and a surface rate of polyamide or glass fibers of less than 90%, the fibrous blank being shaped on the mandrel, said fibrous interface texture extending at least over one complete turn around the mandrel.
  • the method of the invention thus makes it possible to obtain a composite material part having improved toughness at the level of the bonding interfaces between the adjacent turns of the structural layer.
  • the composite material part thus obtained has an increased retention capacity.
  • the addition of a fibrous interface texture made of polyamide or glass fibers makes it possible to strengthen the bonding interface and dissipate more energy during an impact.
  • a more flexible material (glass or polyamide fiber) than the carbon present in the three-dimensional fibrous texture has the effect of bifurcating and stopping existing cracks. Stopping a crack requires re-initiation and therefore more energy. Local crack bifurcations increase the crack path and therefore the dissipated energy.
  • This fibrous interface texture makes it possible to multiply the cracks and therefore dissipate more energy in the thickness for a given surface.
  • the structural layer ensures the cohesion and mechanical resistance of the part.
  • the interface fibrous texture is selected from at least one of the following textures: two-dimensional woven, knit, felt, veil, braid and mat.
  • the interface fibrous texture has a surface rate of polyamide fibers of between 50% and 70%.
  • the fibrous blank is wound on n turns on the mandrel, the interface fibrous texture extending on n-1 turns around the mandrel. This makes it possible to interpose an interface fibrous texture between all adjacent turns of the preform and, consequently, of the fibrous reinforcement.
  • the invention also relates to a composite material revolution part for a propulsion unit comprising a fibrous reinforcement, said fibrous reinforcement being densified by a matrix, characterized in that the fibrous reinforcement comprises in the thickness direction at least two superimposed structural layers and a fibrous interface texture present at the interface between said at least two superimposed structural layers, the fibrous interface texture comprising polyamide or glass fibers, said fibrous interface texture further having a thickness less than 1 mm and a surface rate of polyamide or glass fibers less than 90%.
  • the composite material part of the invention has increased impact resistance compared to composite material parts of the prior art.
  • the interface fibrous texture is selected from at least one of the following textures: two-dimensional woven, knit, felt, veil, braid and mat.
  • the interface fibrous texture has a surface rate of polyamide or glass fibers of between 50% and 70%.
  • the latter corresponds to a casing comprising a ferrule comprising a portion of excess thickness forming a retention zone, the ferrule further comprising at its axial ends a flange.
  • FIG. 1 is a perspective and partial sectional view of an aeronautical engine equipped with a fan casing made of composite material in accordance with one embodiment of the invention
  • Figure 2 is a sectional view along plane II-II of the housing of Figure 1,
  • Figure 3 is a schematic perspective view of a loom showing the weaving of a three-dimensional fibrous structure used for the formation of the fibrous reinforcement of the casing of Figures 1 and 2,
  • Figure 4 is a schematic perspective view of a 3D woven fibrous structure
  • Figure 5 is a schematic perspective view of an interface fibrous texture
  • Figure 6 is a schematic perspective view of a fibrous blank formed with the 3D woven fibrous structure and the interface fibrous texture of Figures 4 and 5 in accordance with one embodiment of the invention
  • Figure 7 is a schematic perspective view showing the shaping of the fiber blank of Figure 6,
  • Figure 8 is a sectional view of a fiber preform obtained from the fiber blank of Figure 6,
  • Figure 9 is a schematic view showing a tool for densifying the preform of Figure 8.
  • the invention applies generally to any composite material revolution part for a propulsion unit, the revolution part being likely to be exposed to impacts.
  • Such parts for a propulsion unit relate in particular, but not exclusively, to gas turbine fan casings, nacelle air intakes and nacelle cowls present in aeronautical engines.
  • Such an engine comprises, from upstream to downstream in the direction of the gas flow, a fan 1 arranged at the engine inlet, a compressor 2, a combustion chamber 3, a high-pressure turbine 4 and a low-pressure turbine 5.
  • the engine is housed inside a casing comprising several parts corresponding to different elements of the engine.
  • the blower 1 is surrounded by a blower casing 100.
  • Figure 2 shows a profile of a fan casing 100 made of composite material as it can be obtained by a method according to the invention.
  • the internal surface 101 of the casing defines the air inlet vein. It can be provided with a layer of abradable coating 102 at the level of the trajectory of the fan blade tips, a blade 13 being partially shown in a very schematic manner.
  • the abradable coating is therefore arranged over only part of the length (in the axial direction) of the casing.
  • An acoustic treatment coating (not shown) can also be arranged on the internal surface 101, in particular upstream of the abradable coating 102.
  • the casing 100 may be provided with external flanges 104, 105 at its upstream and downstream ends in order to allow its assembly and connection with other elements.
  • the housing 100 is made of a composite material with fibrous reinforcement densified by a matrix.
  • the reinforcement is made of fibers, for example carbon, glass, aramid or ceramic
  • the matrix is made of polymer, for example epoxy, bismaleimide or polyimide, carbon or ceramic.
  • the fibrous reinforcement is formed by winding a fibrous blank onto a mandrel, the mandrel having a profile corresponding to that of the casing to be produced.
  • the fibrous reinforcement constitutes a complete tubular fibrous preform of the casing 100 forming a single piece with reinforcing parts corresponding to the flanges 104, 105.
  • the fibrous blank is composed of a woven structural layer and an interface fibrous texture comprising polyamide or glass fibers.
  • the fibrous texture used to form the structural layer may be of various natures and forms such as in particular a two-dimensional (2D) fabric, a three-dimensional (3D) fabric obtained by 3D or multilayer weaving as in particular described in document WO 2010/061140.
  • the structural layer is constituted by a strip-shaped fibrous structure having a three-dimensional weave. More precisely and as illustrated in FIG. 3, a fibrous structure 50 is produced in a known manner by three-dimensional weaving using a jacquard-type loom 10 on which a bundle of warp threads or strands 20 has been arranged in a plurality of layers, the warp threads being linked by weft threads or strands 30.
  • the threads used for weaving the fibrous structure 50 are, for example, carbon fiber threads, for example HexTow® IM7, HexTow® AS4 or HexTow® AS7 fibers, or ceramic such as silicon carbide, glass, or of aramid.
  • the yarn count is typically 12k, 24k or 48k. Different types of yarns can be used within the same preform.
  • the fiber structure is produced by three-dimensional weaving.
  • three-dimensional weaving or “3D weaving” is meant here a weaving method by which at least some of the weft yarns bind warp yarns on several layers of warp yarns or vice versa.
  • An example of three-dimensional weaving is the so-called “interlock” weave.
  • interlock weave is meant here a weaving weave in which each layer of warp yarns binds several layers of weft yarns with all the yarns of the same warp column having the same movement in the plane of the weave.
  • the fibrous structure 50 has a strip shape which extends in length in a direction X corresponding to the direction of travel of the warp threads or strands 20 and in width or transversely in a direction Y corresponding to the direction of the weft threads or strands 30.
  • the fibrous structure 50 has a strip shape having a thickness E 5 o , for example 5 mm, corresponding to a 3D weave with between three and five layers of warp woven together in the plane and in the thickness of the strip using weft threads.
  • the fibrous structure 50 extending over a width l 50 defined as a function of the width of the casing to be manufactured, the width l 50 being able to be for example 2 m, and over a length L 5 o defined as a function of the diameter of the casing to be manufactured and the desired number of turns in the fibrous reinforcement.
  • the length of the fibrous structure to be woven is approximately 25 m. The length can be extended in order to prevent the start and the end of the fibrous structure from ending up at the same angular position, which could create a weakness in the part.
  • the interface fibrous texture is a thin layer of polyamide fibers. Its thickness, which defines the thickness of the interface between the layers or turns of the structural layer, is between 0.02 mm and 1 mm.
  • the interface fibrous layer has a surface rate of polyamide or glass fibers of less than 90%. Indeed, the interface fibrous layer must remain sufficiently aerated in order in particular not to hinder the passage of the resin during the densification of the preform and not to form a privileged weak point in a given cracking plane which could reduce the dissipated energy and therefore the impact resistance.
  • the surface rate of polyamide or glass fibers in the interface fiber texture is preferably between 50% and 70% because it allows further optimization of the mechanical performance of the bonding interfaces between two woven layers.
  • the fibrous interface layer can have various types of texture such as a two-dimensional woven, a knit, a felt, a veil, a braid or a mat.
  • the interface fibrous texture is a two-dimensional or 2D woven textile.
  • FIG. 5 illustrates an interface fibrous texture 60 consisting of a 2D woven fabric in the form of a strip comprising polyamide or glass fibers 61 randomly distributed over a thickness E 6 o less than 1 mm.
  • the interface fibrous texture 60 has a width l 60 equivalent to the width l 50 of the fibrous structure 50 and a length L 6 o less than the length L 5 o of the fibrous structure 50 so that only the fibrous structure 50 is present in the last winding turn of the fibrous blank.
  • a fibrous blank 140 is then produced by arranging the interface fibrous texture 60 on the 3D woven fibrous structure 50 as illustrated in FIG. 6.
  • a step of sewing the assembly edges between the interface fibrous texture 60 and the fibrous structure 50 can also be carried out in order to hold them in position in the fibrous blank 140.
  • the fibrous blank 140 can be compacted in order to reduce the swelling before it is wound.
  • a fiber preform is then formed by winding in a direction SR on a mandrel 200 of the fiber blank 140 with the fiber structure 50 arranged against the mandrel 200, the mandrel having a profile corresponding to that of the casing to be produced.
  • the mandrel 200 has an external surface 201 whose profile corresponds to the internal surface of the casing to be produced. By its winding on the mandrel 200, the fiber blank 140 matches the profile thereof.
  • the mandrel 200 also comprises two flanges 220 and 230 to form fiber preform parts corresponding to the flanges 104 and 105 of the casing 100.
  • Figure 8 shows a cross-sectional view of the fiber preform 300 obtained after winding the fiber blank 140 in several layers on the mandrel 200.
  • the number of turns or coils depends on the desired thickness and the thickness of the fiber texture. It is preferably at least equal to 2.
  • the preform 300 comprises, in the direction of its thickness, two layers or turns 51 and 52 of fiber structure 50 and two layers or turns 62 and 63 of interface fiber texture 60, the layer or turn 62 being interposed between the adjacent layers or turns 51 and 52 while the layer or turn 63 is present on the external periphery of the preform 300.
  • the fiber preform 300 also comprises end portions 320, 330 corresponding to the flanges 104, 105 of the casing.
  • the fiber preform 300 is then densified using a matrix.
  • the densification of the fibrous preform consists of filling the porosity of the preform, in all or part of its volume, with the material constituting the matrix.
  • the matrix can be obtained in a manner known per se using the liquid method.
  • the liquid method consists in impregnating the preform with a liquid composition containing an organic precursor of the matrix material.
  • the organic precursor is usually in the form of a polymer, such as a resin, optionally diluted in a solvent.
  • the fibrous preform is placed in a mold that can be closed in a sealed manner with a housing having the shape of the final molded part. As illustrated in FIG. 9, the fibrous preform 300 is here placed between a plurality of sectors 240 forming a counter-mold and the mandrel 200. forming a support, these elements having respectively the external shape and the internal shape of the casing to be produced.
  • the liquid matrix precursor for example a resin, is injected into the entire housing to impregnate the entire fibrous part of the preform.
  • the transformation of the precursor into an organic matrix is carried out by heat treatment, generally by heating the mold, after removal of any solvent and crosslinking of the polymer, the preform being always maintained in the mold having a shape corresponding to that of the part to be produced.
  • the organic matrix can be obtained in particular from epoxy resins, such as, for example, the high-performance epoxy resin sold, or from liquid precursors of carbon or ceramic matrices.
  • the heat treatment consists of pyrolyzing the organic precursor to transform the organic matrix into a carbon or ceramic matrix depending on the precursor used and the pyrolysis conditions.
  • liquid carbon precursors can be resins with a relatively high coke content, such as phenolic resins
  • liquid ceramic precursors, in particular SiC can be resins of the polycarbosilane (PCS) or polytitanocarbosilane (PTCS) or polysilazane (PSZ) type.
  • PCS polycarbosilane
  • PTCS polytitanocarbosilane
  • PSZ polysilazane
  • the densification of the fiber preform can be carried out by the well-known transfer molding process called RTM ("Resin Transfer Molding").
  • RTM Resin Transfer Molding
  • the fiber preform is placed in a mold having the shape of the housing to be produced.
  • a thermosetting resin is injected into the internal space delimited between the mandrel 200 and the counter-molds 240.
  • the resin used may be, for example, an epoxy resin.
  • Resins suitable for RTM processes are well known. They preferably have a low viscosity to facilitate their injection into the fibers. The choice of temperature class and/or the chemical nature of the resin is determined according to the thermomechanical stresses to which the part must be subjected. Once the resin injected throughout the reinforcement, it is polymerized by heat treatment in accordance with the RTM process.
  • the casing 100 made of composite material thus comprises a fibrous reinforcement consisting in the direction of its thickness of two layers or turns 51 and 52 of fibrous structure 50 and two layers or turns 62 and 63 of fibrous interface texture 60, the layer 62 being interposed between the adjacent layers 51 and 52 while the layer 63 is present on the external periphery of the casing 100.
  • the number of turns or coils of fibrous structure 50 is a function of the desired thickness and the thickness of the layer. It is preferably at least equal to 2.
  • the number of turns or coils of interface fibrous texture 60 is a function of the number of interfaces in the preform whose toughness is to be reinforced.
  • the casing 100 thus has greater resistance to delamination due to the presence of an interface fibrous texture between the turns of the 3D woven fibrous structure and, consequently, a greater capacity to retain debris, particles or objects ingested at the engine inlet, or originating from damage to fan blades, and projected radially by rotation of the fan.

Landscapes

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Abstract

Un procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite (100) comprend la réalisation d'une préforme fibreuse sur un mandrin (200) ayant un profil correspondant à celui de la pièce à fabriquer, et la densification de la préforme fibreuse par une matrice. La réalisation de la préforme fibreuse comprend la formation d'une ébauche fibreuse (140) sous forme de bande comprenant une couche structurale (50) et une texture fibreuse d'interface (60) comprenant des fibres de polyamide ou de verre, la couche fibreuse d'interface présentant une épaisseur inférieure à 1 mm et un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%, l'ébauche fibreuse étant mise en forme sur le mandrin, ladite couche fibreuse d'interface s'étendant au moins sur un tour complet autour du mandrin (200).

Description

Description
Titre de l'invention : Pièce de révolution en matériau composite à résistance au délaminage améliorée
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication de pièces de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif telles que des carters de soufflante de turbine à gaz, entrées d’air ou capots de nacelle pour moteurs aéronautiques.
Technique antérieure
Dans un moteur aéronautique à turbine à gaz, le carter de soufflante remplit plusieurs fonctions. Il définit la veine d'entrée d'air dans le moteur, supporte un matériau abradable en regard des sommets d'aubes de la soufflante, supporte une structure éventuelle d'absorption d'ondes sonores pour le traitement acoustique en entrée du moteur et incorpore ou supporte un bouclier de rétention. Le bouclier de rétention constitue un piège à débris retenant les débris, tels que des objets ingérés ou des fragments d'aubes endommagées, projetés par centrifugation, afin d'éviter qu'ils traversent le carter et atteignent d'autres parties de l'aéronef.
Précédemment réalisés en matériau métallique, les carters, comme le carter de soufflante, sont maintenant réalisés en matériau composite, c’est-à-dire à partir d’une préforme fibreuse densifiée par une matrice organique, ce qui permet de réaliser des pièces ayant une masse globale moins élevée que ces mêmes pièces lorsqu'elles sont réalisées en matériau métallique tout en présentant une résistance mécanique au moins équivalente sinon supérieure.
La fabrication d’un carter de soufflante en matériau composite à matrice organique est notamment décrite dans le document US 8 322 971 . Dans le carter divulgué dans le document US 8 322 971 , le bouclier de rétention est constitué par une portion de surépaisseur obtenue au niveau du renfort fibreux du carter qui présente une épaisseur évolutive. Le renfort fibreux est obtenu par enroulement d’une texture fibreuse tissée 3D qui présente une portion de surépaisseur apte à former un bouclier de rétention.
Cependant, si une texture tissée 3D présente intrinsèquement une meilleure tenue à l’impact, les interfaces présentes entre les tours adjacents de la texture tissée 3D peuvent constituer des zones de faiblesse face à un impact. Il en est de même pour une entrée d’air ou un capot de nacelle d’un ensemble propulsif.
Les documents FR 3 097 799 et FR 3 123 586 décrivent des carters ou pièces de révolution en matériau composite ayant une résistance à la délamination améliorée.
Exposé de l’invention
Il est donc souhaitable de pouvoir disposer d’une pièce de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif présentant une ténacité accrue au niveau des interfaces entre les tours adjacents du renfort fibreux de la pièce de révolution afin d’augmenter sa tolérance à l’impact.
A cet effet, selon l'invention, il est proposé un procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif comprenant :
- la réalisation d’une préforme fibreuse sur un mandrin ayant un profil correspondant à celui de la pièce à fabriquer, et
- la densification de la préforme fibreuse par une matrice, caractérisé en ce que la réalisation de la préforme fibreuse comprend la formation d’une ébauche fibreuse sous forme de bande comprenant au moins deux couches structurales superposées et une texture fibreuse d’interface comprenant des fibres de polyamide ou de verre présente à l’interface entre lesdites au moins deux couches structurales superposées, la texture fibreuse d’interface présentant une épaisseur inférieure à 1 mm et un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%, l’ébauche fibreuse étant mise en forme sur le mandrin, ladite texture fibreuse d’interface s’étendant au moins sur un tour complet autour du mandrin.
Le procédé de l’invention permet ainsi d’obtenir une pièce en matériau composite ayant une ténacité améliorée au niveau des interfaces de liaison entre les tours adjacents de la couche structurale. La pièce en matériau composite ainsi obtenue présente une capacité de rétention accrue. L’ajout d’une texture fibreuse d’interface en fibres de polyamide ou de verre permet en effet de renforcer l’interface de liaison et de dissiper d’avantage d’énergie lors d’un impact. Un matériau plus souple (fibre de verre ou de polyamide) que le carbone présent dans la texture fibreuse tridimensionnel, a pour effet de faire bifurquer et d’arrêter les fissures existantes. L’arrêt de fissure nécessite un réamorçage et donc d’avantage d’énergie. Les bifurcations locales de fissures, augmentent le trajet de fissure et donc l’énergie dissipée. Cette texture fibreuse d’interface permet de démultiplier les fissures et donc de dissiper d’avantage d’énergie dans l’épaisseur pour une surface donnée. La couche structurale assure quant à elle la cohésion et la résistance mécaniques de la pièce.
Il est ainsi possible de fabriquer des pièces de révolution en matériau composite ayant une très bonne capacité de rétention sans nécessiter une augmentation d’épaisseur trop importante, les pièces présentant une masse globale inférieure à celle des pièces en matériau composite de l’art antérieur.
Selon un aspect du procédé de l’invention, la texture fibreuse d’interface est choisie parmi au moins une des textures suivantes : tissé bidimensionnel, tricot, feutre, voile, tresse et mat.
Selon un autre aspect du procédé de l’invention, la texture fibreuse d’interface présente un taux surfacique de fibres de polyamide compris entre 50% et 70%.
Selon un autre aspect du procédé de l’invention, l’ébauche fibreuse est enroulée sur n tours sur le mandrin, la texture fibreuse d’interface s’étendant sur n-1 tours autour du mandrin. Cela permet d’interposer une texture fibreuse d’interface entre tous les tours adjacents de la préforme et, par conséquent, du renfort fibreux.
L’invention a également pour objet une pièce de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif comprenant un renfort fibreux, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, caractérisée en ce que le renfort fibreux comprend dans le sens de l’épaisseur au moins deux couches structurales superposées et une texture fibreuse d’interface présente à l’interface entre lesdites au moins deux couches structurales superposées, la texture fibreuse d’interface comprenant des fibres de polyamide ou de verre, ladite texture fibreuse d’interface présentant en outre une épaisseur inférieure à 1 mm et un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%.
Comme expliqué ci-avant, la pièce en matériau composite de l’invention présente une résistance accrue à l’impact par rapport aux pièces en matériau composite de l’art antérieur.
Selon un aspect de la pièce de l’invention, la texture fibreuse d’interface est choisie parmi au moins une des textures suivantes : tissé bidimensionnel, tricot, feutre, voile, tresse et mat.
Selon un autre aspect de la pièce de l’invention, la texture fibreuse d’interface présente un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre compris entre 50% et 70%.
Selon un autre aspect de la pièce de l’invention, celle-ci correspond à un carter comprenant une virole comportant une portion de surépaisseur formant une zone de rétention, la virole comportant en outre à ses extrémités axiales une bride.
Brève description des dessins
[Fig. 1 ] La figure 1 est une vue en perspective et en coupe partielle d’un moteur aéronautique équipé d’un carter de soufflante en matériau composite conformément à un mode de réalisation de l’invention,
[Fig. 2] La figure 2 est une vue en coupe selon le plan ll-ll du carter de la figure 1 ,
[Fig. 3] La figure 3 est une vue schématique en perspective d’un métier à tisser montrant le tissage d’une structure fibreuse tridimensionnelle utilisée pour la formation du renfort fibreux du carter des figures 1 et 2,
[Fig. 4] La figure 4 est une vue schématique en perspective d’une structure fibreuse tissée 3D,
[Fig. 5] La figure 5 est une vue schématique en perspective d’une texture fibreuse d’interface, [Fig. 6] La figure 6 est une vue schématique en perspective d’une ébauche fibreuse formée avec la structure fibreuse tissée 3D et la texture fibreuse d’interface des figures 4 et 5 conformément à un mode de réalisation de l’invention,
[Fig. 7] La figure 7 est une vue schématique en perspective montrant la mise en forme de l’ébauche fibreuse de la figure 6,
[Fig. 8] La figure 8 est une vue en coupe d’une préforme fibreuse obtenue à partir de l’ébauche fibreuse de la figure 6,
[Fig. 9] La figure 9 est une vue schématique montrant un outillage de densification de la préforme de la figure 8.
Description des modes de réalisation
L'invention s'applique d'une manière générale à toute pièce de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif, la pièce de révolution étant susceptible d’être exposée à des impacts. De telles pièces pour ensemble propulsif concernent notamment, mais non exclusivement des carters de soufflante de turbine à gaz, des entrées d’air de nacelle et des capots de nacelle présentes dans des moteurs aéronautiques.
L'invention sera décrite ci-après dans le cadre de son application à un carter de soufflante de moteur aéronautique à turbine à gaz.
Un tel moteur, comme montré très schématiquement par la figure 1 comprend, de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux, une soufflante 1 disposée en entrée du moteur, un compresseur 2, une chambre de combustion 3, une turbine haute-pression 4 et une turbine basse pression 5.
Le moteur est logé à l'intérieur d'un carter comprenant plusieurs parties correspondant à différents éléments du moteur. Ainsi, la soufflante 1 est entourée par un carter de soufflante 100.
La figure 2 montre un profil de carter de soufflante 100 en matériau composite tel qu'il peut être obtenu par un procédé selon l'invention. La surface interne 101 du carter définit la veine d'entrée d'air. Elle peut être munie d'une couche de revêtement abradable 102 au droit de la trajectoire des sommets d'aubes de la soufflante, une aube 13 étant partiellement montrée de façon très schématique. Le revêtement abradable est donc disposé sur une partie seulement de la longueur (en direction axiale) du carter. Un revêtement de traitement acoustique (non représenté) peut en outre être disposé sur la surface interne 101 notamment en amont du revêtement abradable 102.
Le carter 100 peut être muni de brides externes 104, 105 à ses extrémités amont et aval afin de permettre son montage et sa liaison avec d'autres éléments.
Le carter 100 est réalisé en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice. Le renfort est en fibres par exemple de carbone, verre, aramide ou céramique et la matrice est en polymère, par exemple époxyde, bismaléimide ou polyimide, en carbone ou en céramique.
Le renfort fibreux est formé par enroulement sur un mandrin d'une ébauche fibreuse, le mandrin ayant un profil correspondant à celui du carter à réaliser.
Avantageusement, le renfort fibreux constitue une préforme fibreuse tubulaire complète du carter 100 formant une seule pièce avec des parties de renfort correspondant aux brides 104, 105.
Conformément à l’invention, l’ébauche fibreuse est constituée d’une couche structurale tissée et d’une texture fibreuse d’interface comprenant des fibres de polyamide ou de verre. La texture fibreuse utilisée pour former la couche structurale peut être de diverses natures et formes telles que notamment un tissu bidimensionnel (2D), un tissu tridimensionnel (3D) obtenu par tissage 3D ou multicouches tel que notamment décrit dans le document WO 2010/061140.
Dans l’exemple décrit ici, la couche structurale est constituée par une structure fibreuse en forme de bande présentant un tissage tridimensionnel. Plus précisément et comme illustré sur la figure 3, une structure fibreuse 50 est réalisée de façon connue par tissage tridimensionnel au moyen d'un métier à tisser de type jacquard 10 sur lequel on a disposé un faisceau de fils de chaîne ou torons 20 en une pluralité de couches, les fils de chaîne étant liés par des fils ou torons de trame 30. Les fils utilisés pour le tissage de la structure fibreuse 50 sont par exemple des fils en fibres de carbone, par exemple des fibres HexTow® IM7, HexTow® AS4 ou HexTow® AS7, ou de céramique telle que du carbure de silicium, de verre, ou encore d’aramide. Le titre des fils est typiquement de 12k, 24k ou 48k. Différents types de fils peuvent être utilisés au sein d’une même préforme. La structure fibreuse est réalisée par tissage tridimensionnel. Par « tissage tridimensionnel » ou « tissage 3D », on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de trame lient des fils de chaîne sur plusieurs couches de fils de chaîne ou inversement. Un exemple de tissage tridimensionnel est le tissage dit à armure « interlock ». Par tissage « interlock », on entend ici une armure de tissage dans laquelle chaque couche de fils de chaîne lie plusieurs couches de fils de trame avec tous les fils d'une même colonne de chaîne ayant le même mouvement dans le plan de l'armure.
Comme illustrée sur les figures 3 et 4, la structure fibreuse 50 présente une forme de bande qui s’étend en longueur dans une direction X correspondant à la direction de défilement des fils ou torons de chaîne 20 et en largeur ou transversalement dans une direction Y correspondant à la direction des fils ou torons de trame 30.
Comme illustré sur la figure 4, la structure fibreuse 50 présente une forme de bande ayant une épaisseur E5o, par exemple de 5 mm, correspondant à un tissage 3D avec entre trois et cinq couches de chaîne tissés entre elles dans le plan et dans l’épaisseur de la bande à l’aide de fils de trame. La structure fibreuse 50 s’étendant sur une largeur l50 définie en fonction de la largeur du carter à fabriquer, la largeur l50 pouvant être par exemple de 2 m, et sur une longueur L5o définie en fonction du diamètre du carter à fabriquer et du nombre de tours souhaité dans le renfort fibreux. A titre d’exemple, pour fabriquer un carter assimilé cylindrique de 4 m de diamètre en faisant 2 tours d’ébauche, la longueur de la structure fibreuse à tisser est de 25 m environ. La longueur peut être allongée afin d’éviter que le début et la fin de la structure fibreuse ne se retrouvent à la même position angulaire, ce qui pourrait créer une faiblesse dans la pièce.
Dans l’exemple décrit ici, la texture fibreuse d’interface est une couche fine en fibres de polyamide. Son épaisseur, qui définit l’épaisseur de l’interface entre les couches ou tours de la couche structurale, est comprise entre 0,02 mm et 1 mm.
Concernant le taux de fibres de polyamide, ou de fibres de verre, présentes dans la couche fibreuse d’interface, on parlera ici de « taux surfacique de fibre » plutôt que de « taux volumique de fibres » étant donné la faible épaisseur de la couche d’interface. S’agissant d’une texture fibreuse d’interface en deux dimensions, on parle non plus de taux volumique de fibres mais de taux surfacique de fibres. Ce taux surfacique correspondant à la proportion de surface occupée par les fibres dans le plan de la texture d’interface, le reste de la surface étant vide avant injection et occupé par de la résine après injection.
Conformément à l’invention, la couche fibreuse d’interface présente un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%. En effet, la couche fibreuse d’interface doit rester suffisamment aérée pour notamment ne pas gêner le passage de la résine lors de la densification de la préforme et ne pas former un point faible privilégié dans un plan de fissuration donné qui pourrait réduire l’énergie dissipée et donc la tenue sous impact.
Le taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre de la texture fibreuse d’interface est de préférence compris entre 50% et 70% car il permet d’optimiser encore les performances mécaniques des interfaces de liaison entre deux couches tissées.
La couche fibreuse d’interface peut présenter divers types de texture comme notamment un tissé bidimensionnel, un tricot, un feutre, un voile, une tresse ou un mat.
Dans l’exemple décrit ici, la texture fibreuse d’interface est un textile tissé bidimensionnel ou 2D. La figure 5 illustre une texture fibreuse d’interface 60 constituée d’un tissé 2D en forme de bande comprenant des fibres de polyamide ou de verre 61 réparties aléatoirement sur une épaisseur E6o inférieure à 1 mm. Dans l’exemple décrit ici, la texture fibreuse d’interface 60 présente une largeur l60 équivalente à la largeur l50 de la structure fibreuse 50 et une longueur L6o inférieure à la longueur L5o de la structure fibreuse 50 de manière à ce que seule la structure fibreuse 50 soit présente dans le dernier tour d’enroulement de l’ébauche fibreuse.
Une ébauche fibreuse 140 est ensuite réalisée en disposant la texture fibreuse d’interface 60 sur la structure fibreuse tissée 3D 50 comme illustré sur la figure 6. Une étape de couture des bords d’assemblage entre la texture fibreuse d’interface 60 et la structure fibreuse 50 peut être également réalisée afin de les maintenir en position dans l’ébauche fibreuse 140. L’ébauche fibreuse 140 peut être compactée afin de réduire le foisonnement avant son enroulement. Comme illustré sur la figure 7, une préforme fibreuse est alors formée par enroulement suivant un sens SR sur un mandrin 200 de l’ébauche fibreuse 140 avec la structure fibreuse 50 disposée contre le mandrin 200, le mandrin ayant un profil correspondant à celui du carter à réaliser. Le mandrin 200 présente une surface externe 201 dont le profil correspond à la surface interne du carter à réaliser. Par son enroulement sur le mandrin 200, l’ébauche fibreuse 140 épouse le profil de celui-ci. Le mandrin 200 comporte également deux flasques 220 et 230 pour former des parties de préforme fibreuse correspondant aux brides 104 et 105 du carter 100.
La figure 8 montre une vue en coupe de la préforme fibreuse 300 obtenue après enroulement de l’ébauche fibreuse 140 en plusieurs couches sur le mandrin 200. Le nombre de tours ou spires est fonction de l'épaisseur désirée et de l'épaisseur de la texture fibreuse. Il est de préférence au moins égal à 2. Dans l’exemple décrit ici, la préforme 300 comprend suivant le sens de son épaisseur deux couches ou tours 51 et 52 de structure fibreuse 50 et deux couches ou tours 62 et 63 de texture fibreuse d’interface 60, la couche ou tour 62 étant interposé entre les couches ou tours adjacentes 51 et 52 tandis que la couche ou tour 63 est présent sur la périphérie externe de la préforme 300. La préforme fibreuse 300 comprend également des parties d'extrémité 320, 330 correspondant aux brides 104, 105 du carter.
On procède ensuite à la densification de la préforme fibreuse 300 par une matrice.
La densification de la préforme fibreuse consiste à combler la porosité de la préforme, dans tout ou partie du volume de celle-ci, par le matériau constitutif de la matrice.
La matrice peut être obtenue de façon connue en soi suivant le procédé par voie liquide.
Le procédé par voie liquide consiste à imprégner la préforme par une composition liquide contenant un précurseur organique du matériau de la matrice. Le précurseur organique se présente habituellement sous forme d'un polymère, tel qu'une résine, éventuellement dilué dans un solvant. La préforme fibreuse est placée dans un moule pouvant être fermé de manière étanche avec un logement ayant la forme de la pièce finale moulée. Comme illustré sur la figure 9, la préforme fibreuse 300 est ici placée entre une pluralité de secteurs 240 formant contre-moule et le mandrin 200 formant support, ces éléments présentant respectivement la forme extérieure et la forme intérieure du carter à réaliser. Ensuite, on injecte le précurseur liquide de matrice, par exemple une résine, dans tout le logement pour imprégner toute la partie fibreuse de la préforme.
La transformation du précurseur en matrice organique, à savoir sa polymérisation, est réalisée par traitement thermique, généralement par chauffage du moule, après élimination du solvant éventuel et réticulation du polymère, la préforme étant toujours maintenue dans le moule ayant une forme correspondant à celle de la pièce à réaliser. La matrice organique peut être notamment obtenue à partir de résines époxydes, telle que, par exemple, la résine époxyde à hautes performances vendue, ou de précurseurs liquides de matrices carbone ou céramique.
Dans le cas de la formation d'une matrice carbone ou céramique, le traitement thermique consiste à pyrolyser le précurseur organique pour transformer la matrice organique en une matrice carbone ou céramique selon le précurseur utilisé et les conditions de pyrolyse. A titre d'exemple, des précurseurs liquides de carbone peuvent être des résines à taux de coke relativement élevé, telles que des résines phénoliques, tandis que des précurseurs liquides de céramique, notamment de SiC, peuvent être des résines de type polycarbosilane (PCS) ou polytitanocarbosilane (PTCS) ou polysilazane (PSZ). Plusieurs cycles consécutifs, depuis l'imprégnation jusqu'au traitement thermique, peuvent être réalisés pour parvenir au degré de densification souhaité.
Selon un aspect de l'invention, la densification de la préforme fibreuse peut être réalisée par le procédé bien connu de moulage par transfert dit RTM ("Resin Transfert Moulding"). Conformément au procédé RTM, on place la préforme fibreuse dans un moule présentant la forme du carter à réaliser. Une résine thermodurcissable est injectée dans l'espace interne délimité entre le mandrin 200 et les contres-moules 240.
La résine utilisée peut être, par exemple, une résine époxyde. Les résines adaptées pour les procédés RTM sont bien connues. Elles présentent de préférence une faible viscosité pour faciliter leur injection dans les fibres. Le choix de la classe de température et/ou la nature chimique de la résine est déterminé en fonction des sollicitations thermomécaniques auxquelles doit être soumise la pièce. Une fois la résine injectée dans tout le renfort, on procède à sa polymérisation par traitement thermique conformément au procédé RTM.
Après l'injection et la polymérisation, la pièce est démoulée. Au final, la pièce est détourée pour enlever l'excès de résine et les chanfreins sont usinés pour obtenir le carter 100 illustré en figures 1 et 2. Le carter 100 en matériau composite comprend ainsi un renfort fibreux constitué dans le sens de son épaisseur de deux couches ou tours 51 et 52 de structure fibreuse 50 et deux couches ou tours 62 et 63 de texture fibreuse d’interface 60, la couche 62 étant interposée entre les couches adjacentes 51 et 52 tandis que la couche 63 est présente sur la périphérie externe du carter 100. Le nombre de tours ou spires de structure fibreuse 50 est fonction de l'épaisseur désirée et de l'épaisseur de la couche. Il est de préférence au moins égal à 2. Le nombre de tours ou spires de texture fibreuse d’interface 60 est fonction du nombre d’interfaces dans la préforme dont on souhaite renforcer la ténacité. Le carter 100 présente ainsi une plus grande résistance à la délamination par la présence d’une texture fibreuse d’interface entre les tours de la structure fibreuse tissée 3D et, par conséquent, une plus grande capacité à retenir des débris, particules ou objets ingérés en entrée du moteur, ou provenant de l'endommagement d'aubes de la soufflante, et projetés radialement par rotation de la soufflante.
Le procédé de fabrication décrit ci-avant en relation avec un carter de soufflante de moteur aéronautique à turbine à gaz s’applique également à la fabrication d’autres pièces de révolution en matériau composite pour ensemble propulsif telles que des entrées d’air de nacelle ou de capots de nacelle.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite (100) pour ensemble propulsif comprenant :
- la réalisation d'une préforme fibreuse (300) sur un mandrin (200) ayant un profil correspondant à celui de la pièce à fabriquer, et
- la densification de la préforme fibreuse (300) par une matrice, caractérisé en ce que la réalisation de la préforme fibreuse comprend la formation d'une ébauche fibreuse (140) sous forme de bande comprenant au moins deux couches structurales superposées (50) et une texture fibreuse d'interface (60) comprenant des fibres de polyamide ou de verre présente à l'interface entre lesdites au moins deux couches superposées, la texture fibreuse d'interface présentant une épaisseur inférieure à 1 mm et un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%, l'ébauche fibreuse étant mise en forme sur le mandrin (200), ladite couche fibreuse d'interface s'étendant au moins sur un tour complet autour du mandrin.
[Revendication 2] Procédé selon la revendication 1, dans lequel la texture fibreuse d'interface (60) est choisie parmi au moins une des textures suivantes : tissé bidimensionnel, tricot, feutre, voile, tresse et mat.
[Revendication 3] Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la texture fibreuse d'interface (60) présente un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre compris entre 50% et 70%.
[Revendication 4] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel l'ébauche fibreuse est enroulée sur n tours sur le mandrin, la texture fibreuse d'interface (60) s'étendant sur n-1 tours autour du mandrin.
[Revendication 5] Pièce de révolution en matériau composite (100) pour ensemble propulsif comprenant un renfort fibreux, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, caractérisée en ce que le renfort fibreux comprend dans le sens de l'épaisseur au moins deux couches structurales superposées et une texture fibreuse d'interface présente à l'interface entre lesdites au moins deux couches structurales superposées, la texture fibreuse d'interface comprenant des fibres de polyamide ou de verre, ladite texture fibreuse d'interface présentant en outre une épaisseur inférieure à 1 mm et un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre inférieur à 90%.
[Revendication 6] Pièce selon la revendication 5, dans laquelle la texture fibreuse d'interface correspond au moins à une des textures suivantes : tissé bidimensionnel, tricot, feutre, voile, tresse et mat.
[Revendication 7] Pièce selon la revendication 5 ou 6, dans laquelle la texture fibreuse d'interface présente un taux surfacique de fibres de polyamide ou de verre compris entre 50% et 70%. [Revendication 8] Pièce selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, la pièce correspondant à un carter (600) comprenant une virole comportant une portion de surépaisseur (610) formant une zone de rétention, la virole comportant en outre à ses extrémités axiales une bride (604, 605).
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