EP4739888A1 - Aube en matériau composite pour une turbomachine, turbomachine d'aéronef et procédé de fabrication d'une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef - Google Patents

Aube en matériau composite pour une turbomachine, turbomachine d'aéronef et procédé de fabrication d'une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef

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EP4739888A1
EP4739888A1 EP24746010.8A EP24746010A EP4739888A1 EP 4739888 A1 EP4739888 A1 EP 4739888A1 EP 24746010 A EP24746010 A EP 24746010A EP 4739888 A1 EP4739888 A1 EP 4739888A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
leading edge
trailing edge
composite material
clamping element
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.)
Pending
Application number
EP24746010.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Matthieu Patrick Jean Roger Perlin
Alexandre René Roger BEDLE
Grégory GARCIA
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
Safran Aircraft Engines SAS
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
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Abstract

L'invention concerne une aube (7) en matériau composite pour une turbomachine (10), en particulier d'aéronef, l'aube (7) comprenant une pale (70) formée par une préforme fibreuse noyée dans une résine et s'étendant suivant un axe (A) d'allongement, la pale (70) comprenant un bord d'attaque (73), un bord de fuite (74), un intrados (71 ) et un extrados (72) relié à l'intrados (71 ) par le bord d'attaque (73) et le bord de fuite (74), la pale (70) comprenant en outre au moins un élément de serrations (9) formé de plusieurs dents (92) et recouvrant au moins une partie du bord d'attaque (73) et/ou du bord de fuite (74), dans laquelle l'au moins un élément de serrations (9) est réalisé dans un matériau thermodurcissable ou thermoplastique.

Description

DESCRIPTION
TITRE :
AUBE EN MATÉRIAU COMPOSITE POUR UNE TURBOMACHINE, TURBOMACHINE D'AÉRONEF ET PROCÉDÉ DE FABRICATION D'UNE AUBE EN MATÉRIAU COMPOSITE POUR UNE TURBOMACHINE, EN PARTICULIER D'AÉRONEF
Domaine technique
L’invention se rapporte au domaine des turbomachines, notamment d’aéronef, et en particulier des hélices propulsives de ces turbomachines qui comportent des aubes. Plus particulièrement, l’invention concerne des aubes en matériau composite pour de telles turbomachines, et plus précisément à améliorer la réduction de bruits de ces aubes en fonctionnement, ainsi qu’un procédé de fabrication de telles aubes.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend notamment les documents FR-A1 -3073018, FRAI -3073019, US-A1 -2017/226865 et US-A1 -2013/156592.
Une hélice propulsive pour une turbomachine, notamment d’aéronef, peut être carénée (figure 1 ) comme c’est le cas d’une soufflante par exemple, ou peut être non carénée (figure 2) comme c’est le cas d’une architecture du type « open- rotor » par exemple.
Une hélice comprend une pluralité d’aubes en rotation autour d’un axe longitudinal de la turbomachine. Chaque aube comprend une pale ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, un intrados et un extrados relié à l’intrados par le bord d’attaque et le bord de fuite.
Actuellement, de plus en plus d’aubes sont réalisées en matériau composite pour diminuer la masse tout en ayant de bonnes propriétés mécaniques. Par exemple, les aubes en matériau composite sont réalisées par injection d’une résine, par exemple par moulage par injection de résine liquide (RTM, acronyme de l’expression anglaise « Resin Transfert Molding ») dans une préforme fibreuse, formée par exemple de fibres tissées en trois dimensions (3D).
Quel que soit le matériau composite ou métallique des aubes, il est connu de modifier la géométrie de ces aubes pour maîtriser et/ou réduire le bruit d’origine aérodynamique. Pour cela, la géométrie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite de la pale d’aube est modifiée en ajoutant un élément de serrations (connus sous les termes anglophones « wavy leading/ trailing edge », « serrated leading/ trailing edge » ou « leading/ trailing edge serration »).
Le principe de réduction des émissions de bruits générées par les aubes réside sur le fait de déphaser spatialement les sources de bruits distribuées le long du bord d’attaque ou du bord de fuite par le biais de serrations (ou dit autrement d’ondulations ou de dentures), identiques ou non. Pour que ce principe s’applique, les dimensions (hauteur, longueur, épaisseur, etc.) des serrations doivent être adaptées au champ aérodynamique incident (tel que le flux d’air traversant les aubes avec plus ou moins de turbulence) qui varie en fonction du régime moteur de la turbomachine.
Par ailleurs, l’élément de serrations doit être à la fois facilement réparable (puisqu’il est visible par les passagers) et résister à des dommages du type HCF (acronyme anglais pour « High-Cycle Fatigue ») pouvant générer des fissures dans l’élément de serrations (et par conséquent dans l’aube) en fonctionnement. De plus, plusieurs autres contraintes sont à prendre en compte pour la réalisation d’aubes en matériau composite comportant un tel élément de serrations, telles que :
- l’élément de serrations présente une géométrie complexe avec notamment des dents présentant des variations de dimensions (telles que son épaisseur, longueur, forme, etc.) qui peuvent altérer et former un décadrage avec le matériau en composite (notamment les fibres tissées) lors de la mise en forme dans un moule de fabrication par injection RTM,
- le placement de l’élément de serrations sur le bord d’attaque ou le bord de fuite peut être complexe, notamment pour des géométries (dimensions et forme) complexes des aubes de profil aérodynamique,
- les dents de l’élément de serrations présentent des épaisseurs faibles (de l’ordre de 2,5 mm au minimum) qui peuvent être endommagées lors de la manutention,
- l’élément de serrations classiquement en métal (tel que le titane) doit être compatible avec le matériau composite de l’aube (notamment du type tissé en trois dimensions), et
- l’élément de serrations notamment en métal peut alourdir et encombrer l’aube. Dans ce contexte, il est intéressant de proposer une solution permettant de pallier au moins un des inconvénients précités, notamment en optimisant et en simplifiant l’intégration d’un élément de serrations dans une aube en matériau composite, tout en facilitant la maintenance de cet élément de serrations.
Résumé de l’invention
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique aux inconvénients précités de l’art antérieur.
À cet effet, l’invention concerne une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, ladite aube comprenant une pale formée par une préforme fibreuse noyée dans une résine et s’étendant suivant un axe d’allongement A, ladite pale comprenant un bord d’attaque, un bord de fuite, un intrados et un extrados relié à l’intrados par le bord d’attaque et le bord de fuite, ladite pale comprenant en outre au moins un élément de serrations formé de plusieurs dents et recouvrant au moins une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite.
Selon l’invention, ledit au moins un élément de serrations est réalisé dans un matériau thermodurcissable ou thermoplastique.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. L’élément de serrations en thermodurcissable ou thermoplastique permet de renforcer et faciliter son intégration (par exemple par collage) au niveau du bord d’attaque et/ou du bord de fuite de la pale.
En effet, le thermodurcissable ou le thermoplastique présente des propriétés mécaniques compatibles avec le matériau composite de l’aube. Par exemple, le thermodurcissable et le thermoplastique sont des matériaux plus souples et déformables que le métal pour, d’une part, simplifier la réalisation de la géométrie complexe de l’élément de serrations, et d’autre part, aider et faciliter son positionnement dans l’aube en matériau composite et son manipulation de manière générale. Par ailleurs, le thermodurcissable ou le thermoplastique présente également une bonne résistance aux chocs (notamment de corps externes tels que des oiseaux, pierres, etc.) et une faible masse par rapport au métal.
Enfin, le thermodurcissable ou le thermoplastique, notamment avec des fibres pré-imprégnées, facilite le retrait et la réparation de l’élément de serrations. De cette façon l’aube selon l’invention permet de contribuer à limiter les impacts environnementaux, notamment pour les applications de réparation.
L’invention présente par conséquent l’avantage de reposer sur une conception simple à réaliser et à réparer, offrant une très grande fiabilité, et peu pénalisante en termes de coûts et d’encombrement.
On entend par « élément de serrations », une pièce comportant des dents en saillie sur au moins une partie de cette pièce. Ces dents peuvent présenter en section axiale une forme en U et/ou V. Ces dents peuvent être plus ou moins nombreuses, plus ou moins grandes et évoluent le long de cet élément de serrations. L’élément de serrations peut également être désigné par un élément de dentures ou d’ondulations.
L’aube selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- ledit au moins élément de serrations est fixé le long du bord d’attaque et/ou du bord de fuite par une couche de colle ;
- ledit au moins un élément de serrations s’étend du bord d’attaque et/ou du bord de fuite jusqu’à une partie de l’intrados et/ou de l’extrados ;
- l’aube comprend au moins une couche sacrificielle comportant par exemple des fibres de verre, et intercalée entre la couche de colle et le bord d’attaque et/ou le bord de fuite ;
- l’aube comprend une gaine de protection recouvrant au moins en partie le bord d’attaque, ledit au moins un élément de serrations recouvre au moins en partie cette gaine de protection ; - ledit au moins un élément de serrations présente une longueur mesurée le long d’un axe longitudinal B perpendiculaire à l’axe d’allongement A, qui représente entre 20 et 100% d’une longueur de corde de la pale mesurée dans un même plan ;
- ledit au moins un élément de serrations présente une hauteur mesurée le long de l’axe d’allongement A, qui représente entre 30 et 100% d’une hauteur totale de la pale mesurée dans un même plan ;
- la préforme fibreuse est réalisée par tissage de fibres en trois dimensions ou par superposition de plusieurs couches de fibres ;
- le matériau thermodurcissable comprend une résine d’époxy pré-imprégnée en fibres de carbone ou en fibres de verre, ou le matériau thermoplastique comprend une résine polyéther-éther-cétone, poly- aryl-éther-cétone, poly-éther-imide ou en époxy ;
- la couche de colle présente une épaisseur comprise entre 50 et 400 pm, de préférence entre 100 et 350 pm, l’épaisseur étant mesurée suivant une section transversale à l’axe d’allongement A ;
-- la couche de colle est en polyester, en nylon ou en époxy ;
-- la couche sacrificielle S comprend des fibres de verre.
Par le terme « sacrificielle », il est entendu une portion (ou une zone) de cette couche sacrificielle qui est non fonctionnelle et donc configurée pour être dégradée si besoin, notamment lors du retrait et/ou de réparation de l’élément de serrations, sans endommager le matériau composite de l’aube.
La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef, comportant au moins une aube en matériau composite selon l’invention.
La turbomachine peut être un turboréacteur, turbopropulseur ou turbomoteur d’aéronef.
La présente invention concerne en outre un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite selon l’une des particularités de l’invention, pour une turbomachine, en particulier d’aéronef. Le procédé comportant les étapes suivantes :
(a) fournir l’aube comportant la pale formée de la préforme fibreuse noyée dans de la résine, la pale comprenant le bord d’attaque, le bord de fuite, l’intrados et l’extrados relié à l’intrados par le bord d’attaque et le bord de fuite,
(b) réaliser ledit au moins un élément de serrations en matériau thermodurcissable ou thermoplastique,
(c) monter et fixer ledit au moins un élément de serrations de façon à recouvrir au moins une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’étape (c) comprend un collage (C2) dudit au moins un élément de serrations sur l’au moins une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite ;
- le collage (C2) est réalisé dans un autoclave sous une bâche à vide, par exemple à une pression comprise entre 2 et 10 bars et à une température comprise entre 100 et 200°C ;
- avant le collage (C2), l’étape (c) comprend un dépôt (ci) d’une couche sacrificielle sur l’au moins une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite, de façon à placer cette couche sacrificielle entre la couche de colle et le bord d’attaque et/ou le bord de fuite.
Brève description des figures
La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une demi vue en coupe axiale représentant schématiquement une turbomachine d’aéronef ; la figure 2 est une vue en perspective représentant schématiquement un premier exemple d’aube mobile de la turbomachine de la figure 1 comportant un élément de serrations ; la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale de l’aube de la figure 2 ; la figure 4 est une vue agrandie et en coupe selon un plan PH représentant schématiquement une partie de l’aube de la figure 2 ; la figure 5 est une vue agrandie et en coupe selon le plan PH représentant schématiquement une partie de l’aube de la figure 4 avec une couche sacrificielle ; la figure 6 est une vue en coupe selon le plan PH représentant schématiquement un second exemple d’aube fixe de la turbomachine de la figure 1 comportant un élément de serrations ; la figure 7 est une vue agrandie et en coupe selon un plan PH représentant schématiquement une partie de l’aube de la figure 6 ; la figure 8 est une vue agrandie et en coupe selon le plan PH représentant schématiquement une partie de l’aube de la figure 7 avec une couche sacrificielle ; la figure 9 est une vue en coupe selon le plan PH représentant schématiquement une partie de l’aube de la figure 8 avec une gaine de protection au niveau du bord d’attaque ; la figure 10 est une vue en coupe selon un plan PL représentant schématiquement un troisième exemple d’aube de la turbomachine de la figure 1 ; la figure 11 est un schéma en bloc d’un procédé de fabrication de l’aube de l’invention.
Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures.
Description détaillée de l’invention
Par convention, dans la description ci-après, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal (tel que d’une turbomachine). Les termes « radial » ou « vertical » qualifient une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne » et « externe » sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure. De même, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans l’ensemble propulsif d’aéronef.
L’invention peut s’appliquer de façon non limitative à une turbomachine 10, en particulier d’aéronef.
La turbomachine 10 peut être carénée qui est par exemple représentée sur la figure 1 , ou peut être non carénée comme le cas de l’open-rotor par exemple (non illustrée sur les figures). La turbomachine 10 peut être un turboréacteur, turbomoteur ou turbopropulseur.
La turbomachine 10 s’étend autour d’un axe longitudinal X. Elle comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal X, une soufflante 1 , au moins un compresseur (tel qu’un compresseur basse pression 2 et/ou un compresseur haute pression 4), une chambre de combustion 5, au moins une turbine 6 (telle qu’une turbine haute pression et/ou une turbine basse pression) et une tuyère (non représentée).
Un rotor de la turbine basse pression est relié à la soufflante 1 et au rotor du compresseur basse pression 2 par un arbre basse pression (non représenté). Un rotor de la turbine haute pression est quant à lui relié au rotor du compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression (non représenté).
La turbomachine 10 comprend par ailleurs un redresseur 3. Le redresseur 3 peut comprendre au moins une rangée annulaire d’aubes (notamment de stator ou fixes ) dites de redresseur ou de guidage de sortie (désignées par le terme anglais « Outlet Guide Vanes » OGV). Ces aubes OGV permettent de redresser le flux à la sortie d’un rotor situé en amont afin de fournir une poussée maximale à la sortie de la turbomachine 10. Sur l’exemple particulier de la figure 1 , le redresseur 3 est situé en aval de la soufflante 1 et permet de redresser un flux secondaire F2.
La soufflante 1 comprend une rangée annulaire d’aubes de soufflante (notamment de rotor ou mobiles) s’étendant autour de l’axe X. La soufflante 1 permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire F1 et en flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 10 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 3 puis du compresseur haute pression 4. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion 5. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine haute pression et la turbine basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Le flux secondaire F2 traverse le redresseur 3 qui accélère la vitesse de circulation du flux secondaire F2 pour générer de la propulsion.
La soufflante 1 , le compresseur basse pression 2, le compresseur haute pression 4, la turbine haute pression, la turbine basse pression, et le redresseur 3 comprennent des aubes 7. Les aubes 7 peuvent être mobiles (par exemple l’aube de soufflante de la turbomachine 10 carénée ou non carénée de la figure 2) en rotation autour de l’axe longitudinal X, ou fixes (l’aube 7 OGV du redresseur 3 de la figure 6) par rapport à l’axe X. Les aubes 7 s’étendent sensiblement radialement par rapport à l’axe X.
Dans la description qui suit, l’invention sera décrite dans le cadre de son application à une aube 7 en matériau composite, notamment en référence aux figures 2 à 10. Cette aube 7 peut être mobile de la soufflante 1 (figure 2) ou fixe du redresseur 3 (figure 6).
L’invention n’est toutefois pas limitée à une aube mobile de soufflante ou d’un redresseur d’une turbomachine carénée, et peut être appliquée de manière générale à d’autres types d’aubes réalisées en matériau composite, telles que des aubes fixes et/ou mobiles d’une turbomachine non-carénée.
En référence aux figures 2, 3, 6 et 10, chaque aube 7 comprend une pale 70. La pale 70 est formée par une préforme fibreuse noyée dans une résine. La pale 70 (et notamment l’aube 7) s’étend, d’une part, suivant un axe d’allongement A (sensiblement vertical sur les figures 2 et 6), et d’autre part, suivant un axe longitudinal B (sensiblement horizontal sur les figures 2 et 6). Cet axe A est sensiblement perpendiculaire à l’axe B. L’axe A est sensiblement perpendiculaire ou incliné à l’axe X de la turbomachine 10.
La pale 70 comprend une face intrados 71 (désignée par la suite par intrados 71 ) et une face extrados 72 (désignée par la suite par extrados 72). L’intrados 71 et l’extrados 72 s’étendent transversalement entre un bord d’attaque 73 et un bord de fuite 74 de la pale 70 d’aube.
La pale 70 peut avoir un profil aérodynamique pour former la partie aérodynamique de l’aube 7. Pour cela, la pale 70 peut présenter un profil incurvé d’épaisseur variable entre le bord d’attaque 73 et son bord de fuite 74 de l’aube 7.
Sur les exemples des figures 2 et 6, la pale 70 s’étend suivant l’axe A entre une première extrémité (notamment au niveau d’un sommet 75 de l’aube) et une seconde extrémité opposée à la première extrémité.
Dans le cas des aubes 7 mobiles de la figure 2 ou de turbomachine non-carénée, ces aubes 7 peuvent comprendre chacune en outre un pied 76. Le pied 76 est notamment relié à la seconde extrémité de la pale 70. Il est destiné à être fixé à un disque (non représenté) par exemple mobile en rotation autour de l’axe X. La seconde extrémité est quant à elle libre et configurée pour former le sommet 75 (ou une tête) d’aube 7.
Dans le cas des aubes 7 fixes de turbomachine carénée de la figure 6, ces aubes 7 peuvent comprendre chacune en outre une première plateforme 77a et une seconde plateforme 77b opposée. La première plateforme 77a est solidaire de la première extrémité de la pale 70 et la seconde plateforme 77b est solidaire de la seconde extrémité.
En variante (non illustrée), des aubes fixes de turbomachine non-carénée, la seconde extrémité de ces aubes 7 comprend la seconde plateforme 77b et la première extrémité est libre.
La pale 70 peut avoir une première hauteur H?, dite totale, mesurée sensiblement le long de l’axe A par exemple dans un plan PH. Ce plan PH est sensiblement parallèle à l’axe A. Cette première hauteur H? peut être comprise entre 0.25 et 1 ,50 mètre. De préférence, la première hauteur H? est comprise entre 0.60 et 1 ,30 mètre.
La pale 70 peut avoir une première longueur L?, dite de corde, mesurée le long de l’axe B, par exemple dans un plan PL. Ce plan PL est sensiblement perpendiculaire à l’axe A.
La pale 70 comprend au moins un élément de serrations 9, 9a, 9b recouvrant au moins une partie du bord d’attaque 73 et/ou au moins une partie du bord de fuite 74. Tel que mentionné ci-dessous, l’élément de serrations permet de réduire le bruit d’origine aérodynamique généré par l’aube en fonctionnement.
La pale 70 peut ainsi comprendre un élément de serrations 9 situé soit au niveau du bord d’attaque 73 (figure 6) soit au niveau du bord de fuite 74 (figure 2), ou deux éléments de serrations 9 (appelés premier 9a et second 9b éléments de serrations) situés, respectivement, sur le bord d’attaque 73 et le bord de fuite 74 (figure 10). A titre d’exemple, l’élément de serrations 9 peut être situé sur le bord d’attaque 73 lorsque l’aube 7 correspond à une hélice de la turbomachine non- carénée. L’élément de serrations 9 peut être sur le bord de fuite 74 lorsque l’aube 7 correspond à l’aube OGV de la turbomachine carénée.
L’élément de serrations 9 comprend des dents 92 (ou des ondulations). Par exemple, l’élément de serrations 9 peut comprendre entre cinq et vingt dents 92. Ces dents 92 peuvent être alignées les unes par rapport aux autres notamment le long du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74. Ces dents 92 peuvent être alignées entre elles suivant le même plan PH. Les dents 92 peuvent s’étendre partiellement ou sur la totalité du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74.
L’élément de serrations 9 peut s’étendre du bord d’attaque 73 jusqu’à une partie de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 72, et/ou l’élément de serrations 9 peut s’étendre du bord de fuite 74 jusqu’à une partie de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 72. L’élément de serration 9 peut ainsi recouvrir soit une partie de l’intrados 71 , soit une partie de l’extrados 72, ou éventuellement une partie des intrados 71 et extrados 72. Avantageusement, l’élément de serrations 9 peut s’étendre à partir d’une partie de la face intrados 71 et/ou extrados 72 jusqu’à au- delà du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 73. L’élément de serrations 9 peut avoir une seconde hauteur Hg mesurée sensiblement le long de l’axe A par exemple dans le plan PH. Cette seconde hauteur Hg peut être inférieure ou égale à la première hauteur H?. En particulier, la seconde hauteur Hg peut être comprise entre 30 et 100% de la première hauteur H?. Ceci permet de réguler la réduction de bruit sur une partie ou sur toute la hauteur de la pale d’aube selon le besoin. A titre d’exemple, la seconde hauteur Hg peut être comprise entre 50 et 120 cm. Plus particulièrement, la seconde hauteur Hg peut être comprise entre 60 et 100 cm.
L’élément de serrations 9 peut avoir une seconde longueur Lg mesurée le long de l’axe B. Cette seconde longueur Lg peut être inférieure ou égale à la première longueur L?. En particulier, la seconde longueur Lg peut être comprise entre 20 et 100% de la première longueur L?. Ceci permet de maintenir plus facilement le montage de l’élément de serrations 9 sur la pale 70. A titre d’exemple, la seconde longueur Lg peut être comprise entre 20 et 50 cm. Plus particulièrement, la seconde longueur Lg peut être comprise entre 25 et 40 cm.
Les dents 92 peuvent être identiques ou non-identiques entre elles. Par exemple, les dents 92 peuvent présenter des secondes longueurs L? différentes l’une de l’autre.
La figure 2 illustre de façon non limitative environ sept dents 92. Ces dents 92 ne sont pas identiques entre elles et présentent des longueurs (par rapport à l’axe B) variables. En particulier, les dents 92 de la figure 2 présentent des longueurs décroissantes en partant du sommet 75 vers la seconde extrémité de la pale 70. L’élément de serrations 9 de la figure 2 s’étend d’une partie de la face intrados 71 jusqu’à au-delà du bord de fuite 74, tout en recouvrant une partie de ce bord de fuite 74.
La figure 6 illustre de façon non limitative environ quinze dents 92 sensiblement identiques et de longueurs variables. L’élément de serrations 9 de la figure 6 s’étend d’une partie de la face intrados 71 jusqu’à au-delà du bord d’attaque 73, tout en recouvrant une partie de ce bord d’attaque 73.
La pale 70 peut comporter une matrice (ou résine) polymérique et un renfort fibreux noyé et densifié dans la matrice pour former une préforme fibreuse. Dit autrement, la préforme fibreuse est noyée dans une résine. Par « préforme fibreuse », il est entendu une pièce intermédiaire de réalisation de l’aube 7 finale. Le matériau composite est par exemple un composite à matrice organique (CMO) ou à céramique (CMC).
Les matériaux composites à matrice organique (CMO) et les matériaux composites à matrice céramique (CMC) viennent en remplacement des pièces en matériau métallique dans certaines parties des turbomachines (telles que les aubes). Par ailleurs, leur utilisation contribue à optimiser les performances des aéronefs notamment par l’amélioration du rendement de la turbomachine et la baisse de la masse globale de la turbomachine, réduisant de manière significative les émissions nocives pour l’environnement (CO, CO2, Nox, etc.).
La préforme fibreuse (notamment le renfort fibreux) peut être obtenue par tissage de fibres en trois dimensions ou par superposition (ou drapage) de plusieurs couches de fibres.
La préforme fibreuse peut comprendre des fibres qui sont par exemple des fibres de carbone, de céramique (telle que du carbure de silicium), de verre, d’aramide, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres.
La résine ou matrice (une fois la résine densifiée) est par exemple une résine polymérique thermoplastique ou thermodurcissable. Le matériau thermodurcissable peut être par exemple à base d’époxy, polyépoxyde, polyimide, polybismaléimide, polyuréthane, polyester ou vinylester.
Par ailleurs, l’aube 7 peut comprendre de façon optionnelle une gaine de protection 8. Cette gaine de protection 8 recouvre au moins en partie le bord d’attaque 73 de la pale. Avantageusement, la gaine de protection 8 peut s’étendre sur toute la hauteur (par rapport à l’axe A) et sur une portion en longueur (par rapport à l’axe B) de l’intrados 71 et de l’extrados 72 depuis le bord d’attaque 73.
On entend par « gaine de protection » dans la présente demande, un organe de forme variable (par exemple qui présente une forme en U ou en V en section transversale par rapport à l’axe A) qui recouvre au moins en partie le bord d’attaque 73 de l’aube 7. La gaine de protection 8 permet de protéger l’aube (en particulier la pale d’aube) contre les chocs extérieurs (graviers d’une piste de décollage/d’atterrissage, grêlons, oiseaux, etc.) et contre l’érosion de l’aube.
La gaine de protection 8 peut être fixé au bord d’attaque 73 par collage ou par projection d’un film par exemple métallique.
La gaine de protection 8 peut être un renfort métallique, un bouclier métallique, un clinquant métallique ou tout autre forme permettant de recouvrir au moins en partie le bord d’attaque de l’aube.
Le matériau métallique de la gaine de protection 8 est par exemple du titane ou un alliage tel qu’un acier (par exemple un acier inoxydable) un alliage de nickel et de cobalt (NiCo).
L’une des particularités de l’invention est que l’élément de serrations 9 est réalisé dans un matériau thermoplastique ou thermodurcissable. Ceci permet notamment de simplifier et renforcer l’intégration de l’élément de serrations 9 sur la pale 70 d’aube 7 en matériau composite, tout en facilitant la réparation et la manutention de cet élément de serrations 9.
Le matériau thermodurcissable ou thermoplastique peut être de type préimprégné d’une résine.
Le matériau thermodurcissable peut comprendre une résine d’époxy préimprégnée en fibres de carbone ou en fibres de verre. A titre d’exemple, la résine d’époxy pré-imprégnée en fibres de carbone peut être du type MTM49-L® ou HexPIy® M91 . La résine d’époxy pré-imprégnée en fibres de verre peut être du type HexPIy® M26T.
Le matériau thermoplastique peut comprendre une résine polyéther-éther- cétone, poly-aryl-éther-cétone ou poly-éther-imide.
En référence aux figures 2 à 10, l’élément de serrations 9 peut être fixé le long du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74 (éventuellement sur une partie de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 42) par une couche de colle C. Ceci permet de faciliter et simplifier l’intégration (et/ou la maintenance ou la réparation) de l’élément de serrations 9 sur la pale 70 d’aube. Par ailleurs, l’utilisation de la couche de colle C permet de contrôler les propriétés mécaniques de l’élément de serrations 9 à coller sur la pale 70 d’aube en amont (c’est-à-dire lors de la fabrication de l’aube 7), telles que le taux volumique de fibres TVF, une porosité suffisante, et/ou une réduction de formation d’amas de résine au sein de l’élément de serrations 9.
La couche de colle C peut s’étendre sur au moins une partie de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 72 jusqu’au bord d’attaque 73 et/ou au bord de fuite 74.
De façon non limitative, la couche de colle C peut être située sur l’aube 7 selon au moins une des différentes possibilités suivantes :
- recouvrir une partie de l’intrados 71 et du bord de fuite 74 (figure 6),
- recouvrir une partie de l’intrados 71 et du bord d’attaque 73,
- recouvrir à la fois une partie de l’intrados 71 et des bords d’attaque 73 et de fuite 74,
- recouvrir une partie de l’extrados 72 et du bord d’attaque 73 (figure 7),
- recouvrir une partie de l’extrados 72 et du bord de fuite 74,
- recouvrir à la fois une partie de l’extrados 72 et des bords d’attaque 73 et de fuite 74, et/ou
- recouvrir à la fois, d’une part, une partie de l’intrados 71 et de l’extrados 72, et d’autre part, une partie des bords d’attaque 73 et de fuite 74.
Avantageusement, la couche de colle C peut présenter une première portion de surface externe C? libre et une seconde portion de surface externe C9 recouverte de l’élément de serrations 9. La première portion de surface externe C7 permet d’assurer une continuité parfaite entre les surfaces de l’aube 7 (en particulier de l’intrados 71 et/ou l’extrados 72) et de l’élément de serrations 9. La première portion de surface externe C7 peut présenter une troisième longueur Lc7 inférieure à une quatrième longueur L de la seconde portion de surface externe C9. Ces troisième Lc7 et quatrième L longueurs sont mesurées le long de l’axe B. A titre d’exemple, la troisième longueur Lc7 peut présenter entre 5 et 25% de la quatrième longueur Leg.
La couche de colle C peut présenter une première épaisseur Ec mesurée suivant une section transversale à l’axe A. Cette première épaisseur Ec peut être comprise entre 50 et 400 pm. De préférence, la première épaisseur Ec peut être comprise entre 100 et 350 pm. Cette première épaisseur Ec peut varier le long du bord d’attaque et/ou du bord de fuite pour s’adapter à la forme aérodynamique de la pale 70.
La couche de colle C peut être en polyester, en nylon ou en époxy. La couche de colle C en polyester ou en nylon peut être renforcée, par exemple de fibres. Préférentiellement, la couche de colle C peut comprendre des fibres choisis parmi des fibres de nylon, de polyester et de verre. Ces fibres permettent à la couche de colle de mieux résister à des contraintes de rupture pouvant s’appliquer sur l’élément de serrations 9 en fonctionnement.
Avantageusement, la pale 70 peut comprendre au moins une couche sacrificielle S qui peut être intercalée entre la couche de colle C et le bord d’attaque 73 (avec ou sans gaine de protection 8) et/ou le bord de fuite 74. La pale 70 peut comprendre plusieurs couches sacrificielle S.
La couche sacrificielle S peut s’étendre sur au moins une partie de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 72 jusqu’au bord d’attaque 73 et/ou au bord de fuite 74. Dans cette configuration, la couche de colle C peut recouvrir au moins une partie ou la totalité de la couche sacrificielle S. Cette couche sacrificielle S permet de protéger la pale 70 lors d’opération de maintenance de l’aube 7 (telle qu’un retrait de l’élément de serrations 9 par exemple pour le réparer et/ou un décapage de la couche de colle C par exemple pour déposer une nouvelle couche de colle C et collage d’un nouvel élément de serrations 9, etc.). Ainsi, la couche sacrificielle S peut être au moins en partie retirée lors d’un des exemples d’opération de maintenance précités sans endommager la pale 70. La couche sacrificielle S peut également former un indicateur visuel à un opérateur pour réaliser l’un des exemples d’opération de maintenance.
La couche sacrificielle S peut comprendre des fibres de verre.
La couche sacrificielle S peut présenter une seconde épaisseur Es mesurée suivant une section transversale à l’axe A. Cette seconde épaisseur Es peut être supérieure ou égale à la première épaisseur Ec. A titre d’exemple, la seconde épaisseur Es peut être comprise entre 0,1 et 1 mm. De préférence, cette seconde épaisseur Es peut être comprise entre 0,15 et 0,5 mm. De cette façon, la couche sacrificielle n’est pas trop fine pour pouvoir assurer une protection minimale suffisante et n’est pas top épaisse pour limiter l’encombrement de l’aube. La présente demande va maintenant décrire les différentes possibilités de l’aube 7 avec l’élément de serrations 9 en référence aux figures 2 à 10.
Les figures 2 à 5 illustrent un premier exemple de l’aube 7 telle que décrite ci- dessus, dans laquelle l’élément de serrations 9 (ou le premier élément de serration 9a) peut être fixé par la couche de colle C par exemple uniquement le long du bord de fuite 74 de la pale 70 de cette aube. En référence à la figure 4, la couche de colle C recouvre une partie de l’intrados 71 jusqu’au bord de fuite 74, et l’élément de serrations 9 recouvre une partie de la couche de colle C (notamment celle de la seconde portion de surface externe Cg) jusqu’à et au-delà du bord de fuite 74.
En variante, l’élément de serrations 9 peut également être fixé le long de l’extrados 72 de la pale 70 de la figure 4 au niveau du bord de fuite 74. Selon une autre variante, un autre élément de serrations 9 peut recouvrir une partie du bord d’attaque 73 de la pale 70 de la figure 4, et éventuellement l’intrados 71 et/ou l’extrados 72.
Tel que décrit précédemment, la couche de colle C comprend les première C? et seconde Cg portions de surface externe, dans laquelle la troisième longueur L? est inférieure à la quatrième longueur Lg.
Dans l’exemple de la figure 5, la couche sacrificielle S peut être intercalée entre la couche de colle C et le bord de fuite 74 de la pale 70 d’aube.
Les figures 6 à 9 illustrent un second mode de réalisation de l’aube 7 qui diffère de l’aube 7 du premier mode de réalisation par la position de l’élément de serrations 9. En effet, l’élément de serrations 9 est fixé par la couche de colle C par exemple uniquement le long du bord d’attaque 73 de la pale 70 d’aube. En particulier, la couche de colle C recouvre une partie de l’intrados 71 jusqu’au bord d’attaque 73, et l’élément de serrations 9 recouvre une partie de la couche de colle C (notamment celle de la seconde portion de surface externe Cg) jusqu’à et au-delà du bord d’attaque 73. En variante, l’élément de serrations 9 peut également être fixé le long de l’extrados 72 de la pale 70 des figures 6 et 7 au niveau du bord d’attaque 73. Selon une autre variante, un autre élément de serrations 9 peut recouvrir une partie du bord de fuite 74 de la pale 70 de ces figures 6 et 7, et éventuellement l’intrados 71 et/ou l’extrados 72.
Dans l’exemple de la figure 8, la couche sacrificielle S peut être intercalée entre au moins une partie de la couche de colle C et du bord d’attaque 73 de la pale 70 d’aube.
En particulier, la couche sacrificielle S peut être intercalée entre au moins une partie de la couche de colle C et de la gaine de protection 8 recouvrant au moins partiellement le bord d’attaque 73, telle qu’illustrée schématiquement sur la figure 9.
La figure 10 illustre un troisième mode de réalisation de l’aube 7 qui diffère de l’aube 7 des premier et second modes de réalisation par l’élément de serrations 9. En effet, un premier élément de serrations 9a est fixé le long du bord de fuite 74 de la pale 70 d’aube et un second élément de serrations 9b est fixé le long du bord d’attaque 73 de cette pale 70. En particulier, le premier élément de serrations 9 recouvre une partie de l’extrados 72 jusqu’à et au-delà du bord de fuite 74, et le second élément de serrations 9 recouvre une partie de l’intrados 71 jusqu’à et au-delà du bord d’attaque 73.
En variante, le premier élément de serrations 9a peut également être fixé le long de l’intrados 71 de la pale 70 de la figure 10 au niveau du bord de fuite 74, et le second élément de serrations 9b peut également être fixé le long de l’extrados 72.
Selon une autre variante non représentée sur la figure 10, l’aube 7 peut comprendre la gaine de protection 8 recouvrant au moins en partie le bord d’attaque 73. Dans cette configuration, la gaine de protection 8 est recouvert au moins en partie par le second élément de serrations 9b, de façon à ce que cette gaine de protection 8 soit disposée entre le second élément de serrations 9b (en particulier au niveau de la couche de colle C ou de la couche sacrificielle S) et le bord d’attaque 73. La présente demande va maintenant décrire un procédé de fabrication de l’aube 7 telle que décrite ci-dessus, dont les étapes successives du procédé sont par exemple résumées sur la figure 11. Les étapes optionnelles sont représentées en pointillées sur la figure 11 .
Conformément à l’invention, le procédé comprend les étapes suivantes :
(a) fournir l’aube 7 comportant la pale 70 formée de la préforme fibreuse noyée dans de la résine, la pale 70 comprenant le bord d’attaque 73, le bord de fuite 74, l’intrados 71 et l’extrados 72 relié à l’intrados 71 par le bord d’attaque 73 et le bord de fuite 74,
(b) réaliser l’au moins un élément de serrations 9 en matériau thermodurcissable ou thermoplastique,
(c) monter et fixer l’au moins un élément de serrations 9 de façon à recouvrir au moins une partie du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74.
A l’étape (a), l’aube 7 en matériau composite peut être réalisé par tous types de procédé de matériau composite par injection ou imprégnation et polymérisation de résine dans la préforme fibreuse, et en particulier par la technique de moulage par injection de résine RTM. La préforme fibreuse de la pale 70 peut être obtenue par tissage de fibres en trois dimensions ou peut être obtenue par superposition de plusieurs couches/plis de fibres (c’est-à-dire sous forme de multicouches).
De manière classique, les fibres qu’elles soient tissées en trois dimensions ou drapées, sont insérées dans une cavité d’un moule de fabrication, puis la résine est injectée dans le moule. Selon la cadence de production souhaitée, la polymérisation de la résine est réalisée à température ambiante ou par chauffage.
A l’étape (b), l’élément de serrations 9 peut être réalisé par tous types de procédé de réalisation de matériau en thermodurcissable ou thermoplastique, tel que par moulage, fabrication additive, etc. A l’étape (c), l’élément de serrations 9 peut être fixé le long du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74, et éventuellement en partie sur l’intrados 71 et/ou l’extrados 72.
L’étape (c) peut comprendre un collage (C2) de l’élément de serrations 9 sur l’au moins une partie du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74. Pour cela, le collage peut être réalisé par le dépôt de couche de colle C sur au moins une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite, et éventuellement de l’intrados et de l’extrados. Le collage selon l’invention permet ainsi d’éviter toute reprise de l’élément de serrations 9 et/ou de l’aube 7 par usinage, puisque l’élément de serrations 9 peut être contrôlé géométriquement avant collage sur la pale 70 d’aube.
Le collage (C2) peut être réalisé dans un autoclave sous une bâche à vide, par exemple à une pression comprise entre 2 et 10 bars et à une température comprise entre 100 et 200°C. Par exemple, cette température peut être comprise entre 120 et 180°C.
Avantageusement, avant le collage (C2), l’étape (c) peut comprendre un dépôt (ci) de la couche sacrificielle S sur l’au moins une partie du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74, de façon à placer cette couche sacrificielle S entre la couche de colle C et le bord d’attaque 73 et/ou le bord de fuite 74. Ainsi, une ou plusieurs couches sacrificielles S peuvent être déposées sur une partie du bord d’attaque 73 et/ou du bord de fuite 74, et éventuellement de l’intrados 71 et/ou de l’extrados 72.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Aube (7) en matériau composite pour une turbomachine (10), en particulier d’aéronef, ladite aube (7) comprenant une pale (70) formée par une préforme fibreuse noyée dans une résine et s’étendant suivant un axe (A) d’allongement, ladite pale (70) comprenant un bord d’attaque (73), un bord de fuite (74), un intrados (71 ) et un extrados (72) relié à l’intrados (71 ) par le bord d’attaque (73) et le bord de fuite (74), la pale (70) comprenant en outre au moins un élément de serrations (9) formé de plusieurs dents (92) et recouvrant au moins une partie du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74), caractérisée en ce que ledit au moins un élément de serrations (9) est réalisé dans un matériau thermodurcissable ou thermoplastique.
2. Aube en matériau composite selon la revendication 1 , caractérisée en ce que ledit au moins élément de serrations (9) est fixé le long du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74) par une couche de colle (C).
3. Aube en matériau selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ledit au moins un élément de serrations (9) s’étend du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74) jusqu’à une partie de l’intrados (71 ) et/ou de l’extrados (72).
4. Aube en matériau composite selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce qu’elle comprend au moins une couche sacrificielle (S) comportant par exemple des fibres de verre, et intercalée entre la couche de colle (C) et le bord d’attaque (73) et/ou le bord de fuite (74).
5. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédente, caractérisée en ce qu’elle comprend une gaine de protection (8) recouvrant au moins en partie le bord d’attaque (73), ledit au moins un élément de serrations (9) recouvre au moins en partie cette gaine de protection (8).
6. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ledit au moins un élément de serrations (9) présente une longueur (Lg) mesurée le long d’un axe longitudinal (B) perpendiculaire à l’axe d’allongement (A), qui représente entre 20 et 100% d’une longueur (L?) de corde de la pale (70) mesurée dans un même plan (PL).
7. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ledit au moins un élément de serrations (9) présente une hauteur (Hg) mesurée le long de l’axe d’allongement (A), qui représente entre 30 et 100% d’une hauteur (H?) totale de la pale (70) mesurée dans un même plan PH.
8. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la préforme fibreuse est réalisée par tissage de fibres en trois dimensions ou par superposition de plusieurs couches de fibres.
9. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le matériau thermodurcissable comprend une résine d’époxy pré-imprégnée en fibres de carbone ou en fibres de verre, ou le matériau thermoplastique comprend une résine polyéther-éther-cétone, poly- aryl-éther-cétone, poly-éther-imide ou en époxy.
10. Aube en matériau composite selon l’une quelconque des revendications 2 à 9, caractérisée en ce que la couche de colle (C) présente une épaisseur (Ec) comprise entre 50 et 400 pm, de préférence entre 100 et 350 pm, l’épaisseur (Ec) étant mesurée suivant une section transversale à l’axe d’allongement (A).
11. Turbomachine (10) d’aéronef comprenant au moins une aube (7) en matériau composite selon l’une quelconque des revendications précédentes.
12. Procédé de fabrication d’une aube (7) en matériau composite selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, pour une turbomachine (10), en particulier d’aéronef, le procédé comportant les étapes suivantes :
(a) fournir l’aube (7) comportant la pale (70) formée de la préforme fibreuse noyée dans de la résine, la pale (70) comprenant le bord d’attaque (73), le bord de fuite (74), l’intrados (71 ) et l’extrados (72) relié à l’intrados (71 ) par le bord d’attaque (73) et le bord de fuite (74), (b) réaliser ledit au moins un élément de serrations (9) en matériau thermodurcissable ou thermoplastique,
(c) monter et fixer ledit au moins un élément de serrations (9) de façon à recouvrir au moins une partie du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74).
13. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’étape (c) comprend un collage (C2) dudit au moins un élément de serrations (9) sur l’au moins une partie du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74).
14. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le collage (C2) est réalisé dans un autoclave sous une bâche à vide, par exemple à une pression comprise entre 2 et 10 bars et à une température comprise entre 100 et 200°C.
15. Procédé de fabrication selon la revendication 13 ou 14, caractérisé en ce qu’avant le collage (C2), l’étape (c) comprend un dépôt (ci) d’une couche sacrificielle (S) sur l’au moins une partie du bord d’attaque (73) et/ou du bord de fuite (74), de façon à placer cette couche sacrificielle (S) entre la couche de colle (C) et le bord d’attaque (73) et/ou le bord de fuite (74).
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