FR2559423A1 - Elements a profil de pale creux composites et leur procede de fabrication - Google Patents
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Abstract
L'INVENTION CONCERNE UNE CONSTRUCTION D'ELEMENT A PROFIL DE PALE 40 QUI COMPREND UNE ENVELOPPE 41 EN UNE PREMIERE MATIERE FORMEE DE DEUX PAROIS LAMIFIEES RELIEES ENTRE ELLES LE LONG DES BORDS D'ATTAQUE ET DE FUITE 45, 46 DE L'ELEMENT ET ESPACEES L'UNE DE L'AUTRE ENTRE CES BORDS ET UNE NERVURE PLEINE 47 EN UNE SECONDE MATIERE, DE PREFERENCE ELASTOMERE, DISPOSEE ENTRE LES DEUX PAROIS DONT ELLE EST SOLIDAIRE ET ESPACEE DES BORDS D'ATTAQUE ET DE FUITE. L'INVENTION CONCERNE EGALEMENT UN PROCEDE DE FABRICATION DE CETTE CONSTRUCTION QUI CONSISTE A FORMER UN NOYAU COMPOSE DE LA NERVURE ET DE DEUX MANDRINS NON ADHERENTS AUTOUR DUQUEL ON MOULE L'ENVELOPPE 41.
Description
La présente invention se rapporte à des éléments à pro-
fil de pale, tels que des aubes mobiles, des aubes fixes,
des entretoises ou analogues. L'invention est plus particu-
lièrement applicable à des aubes fixes du type utilisé dans les turbines à gaz employées pour la propulsion des avions. Des aubes mobiles, des aubes fixes et des entretoises ayant diverses constructions d'éléments à profil de pale
sont couramment utilisées dans les moteurs à turbine à gaz.
Habituellement, de telles aubes fixes ou mobiles etde telles entretoises sont des éléments pleins étant donné que ceci
offre la plus grande combinaison de résistance et de facili-
té de fabrication. Cependant, une considération critique dans la construction des moteurs d'avion est la réduction du
poids qui milite à l'encontre de l'emploi d'éléments structu-
raux pleins. Par conséquent, il est déjà connu de réaliser de telles aubes fixes ou mobiles ou de telles entetoises
creuses pour de telles applications.
Etant donné que les éléments à profil de pale creux ne présentent pas la même résistance structurale ou rigidité que les éléments à profil de pale pleins, il est nécessaire
de munir de telles éléments creux d'un type approprié quel-
conque de soutien, tel que des nervures de renforcement ou analogues. On a déjà proposé dans le passé des éléments
à profil de pale creux munis de structures de soutien in-
ternes, par exemple, dans les brevets des EUA n 3 365 124,
n 3 627 443 et n 4 221 539. La construction de tels élé-
ments à profil de pale creux est relativement coûteuse et
complexe. Typiquement, l'élément à profil de pale est fabri-
qué en deux parties ou moitiés, les nervures internes étant formées en une seule pièce avec l'une des moitiés ou avec les deux moitiés, l'ensemble étant assemblé par des techniques de collage appropriées. Si l'on n'utilisait pas ce procédé, il serait nécessaire de fabriquer tout d'abord l'enveloppe
de l'élément à profil de pale creux puis d'insérer la struc-
ture de nervures interne dans l'enveloppe et de la coller
à cette dernière.
Une autre considération importante en ce qui concerne les éléments à profil de pale utilisés dans les turbomachines est l'amortissement des vibrations. Un tel amortissement a été assuré au moyen d'un chemisage externe de l'élément, comme décrit dans le brevet des EUA n 3 357 850. Un tel
chemisage externe nécessite des étapes de fabrication supplé-
mentaires et peut accroître de manière importante le coût de
l'élément à profil de pale fini.
La présente invention a notamment pour buts: - de réaliser une construction d'élément à profil de pale creux perfectionné et son procédé de fabrication qui évitent les inconvénients des constructions des éléments
à profil de pale antérieures et de leurs procédés de fabri-
cation tout en offrant des avantages structuraux et fonc-
tionnels supplémentaires; - de réaliser un nouvel élément à profil de pale creux
qui soit d'une construction relativement simple et écono-
mique; - de réaliser un élément à profil de pale creux du type
énoncé ci-dessus qui ait une résistance structurale conve-
nable tout en offrant un bon amortissement des vibrations;
- de réaliser un procédé de fabrication d'un tel élé-
ment à profil de pale creux qui soit simple et économique; - de réaliser un procédé du type précité qui réduise au minimum le nombre des étapes de fabrication;
- de réaliser un procédé pour joindre un élément à pro-
-fil de pale composite creux à une plate-forme de montage.
On atteint certains au moins des buts ci-dessus de l'in-
vention, ainsi que d'autres buts en réalisant une construc-
tion d'élément à profil de pale qui comprend une enveloppe creuse en une première matière, l'enveloppe comportant deux parois reliées entre elles le long de leurs bords d'attaque et de fuite et espacées l'une de l'autre entre les bords d'attaque et de fuite et au moins une nervure pleine en une seconde matière disposée entre les parois et solidaire de chacune des parois et espacée des bords reliés entre eux
des parois.
On atteint également certains au moins des buts ci-des-
sus de l'invention,ainsi que d'autres buts, au moyen d'un pro-
cédé de fabrication d'un élément à profil de pale creux, ce procédé comprenant les étapes qui consistent: à réaliser un ensemble de noyau qui comporte une structure support allongée en une première matière et plusieurs mandrins allongés en une
autre matière en butée contre la structure support avec la-
quelle ils coopèrent pour former l'ensemble de noyau, puis à appliquer une enveloppe autour de l'ensemble de noyau, cette enveloppe entourant l'ensemble de noyau à l'exception de ses extrémités et étant en contact avec la structure support, à coller ensuite l'enveloppe uniquement à la structure support puis à retirer les mandrins à travers une extrémité ouverte de l'enveloppe de sorte qu'on obtient ainsi une enveloppe
creuse munie d'une structure support interne qui en fait par-
tie intégrante.
La suite de la description se réfère aux figures an-
nexées qui représentent, respectivement:
Fig. 1: une vue en coupe simplifiée, avec arrachement par-
tiel, d'une turbosoufflante d'avion qui comporte des aubes distributrices de sortie qui comportent les caractéristiques de la présente invention; Fig. 2: une vue éclatée en perspective d'un ensemble d'aube fixe construit conformément à la présente invention et comportant ses caractéristiques;
Fig. 3: une vue en coupe à plus grande échelle, prise sui-
vant la ligne 3-3 de la Fig. 2; Fig. 4: une vue en perspective de l'ensemble d'aube fixe de la Fig. 2 à l'état assemblé; Fig. 5: une vue partielle, en coupe, prise suivant la ligne 5-5 de la Fig.4; Fig. 6: une vue en élévation latérale, à plus grande échelle, d'un bouchon d'extrémité de l'ensemble d'aube fixe de la Fig. 2; Fig. 7: une vue, également à plus grande échelle, en coupe verticaleprise suivant la ligne 7-7 de la Fig. 6; Fig. 8: une vue partielle, à plus grande échelle, de la partie supérieure de l'ensemble d'aube directrice de sortie de la Fig. 1, représent8 monté en place dans une turbosoufflante; Fig. 9: une vue éclatée en perspective représentant une préforme dont l'assemblage constitue la première étape du procédé de fabrication de l'ensemble d'aube fixe de la Fig. 2; Fig. 10: une vue en coupe d'un ensemble de moule utilisé pour joindre entre eux les éléments de l'ensemble de préforme représenté sur la Fig. 9; Fig. 11: une vue partielle, en perspective, à plus grande échelle,qui représente une étape de la formation de l'ensemble de noyau de la présente invention; Fig. 12: une vue partielle, en coupe, d'un appareil servant à coller l'aube à une plate-forme de montage;
Fig. 13: une vue en coupe, à plus grande échelle, d'un mé-
canisme de presse utilisé pour appliquer un chemi-
sage à l'aube; et Fig. 14: une vue partielle, en coupe, semblable à celle de la Fig. 3, d'un autre mode de réalisation de l'aube
de la présente invention.
Sur la Fig. 1 à laquelle on se référera, on a représenté schématiquement un turbomoteur à soufflante canalisée,ou turbosoufflante,désigné par la référence générale 20. Bien
que les turbosoufflantes soient bien connues dans la tech-
nique, on donnera une brève description de la turbosoufflante
pour faciliter la compréhension des relations qui existent entre ses divers éléments à titre de données de base de la présente invention que l'on décrira ci-après. Essentiellement, la turbosoufflante 20 peut être considérée comme comportant une partie centrale ou générateur de gaz 21, une soufflante 21 qui comporte un étage d'aubes rotatives 23 de soufflante et une turbine 24A de soufflante située en aval du générateur de gaz 21 et qui est reliée à la soufflante 22 par un arbre 25.Le générateur de gaz 21 comprend un compresseur 26 à flux
axial ayant un rotor 27. L'air pénètre dans l'orifice d'en-
trée 28 à partir de la gauche de la Fig. 1 dans la direction de la flèche en traits pleins et est initialement comprimé
par les aubes 23 de la soufflante.
Un capot de soufflante ou nacelle 29 entoure le généra-
teur de gaz 21 et y est relié par une série d'ensembles 30
d'aube directrice de sortie (dont un est représenté) dis-
posés à des distances angulaires à peu près égales les uns des autres autour du capot du générateur de gaz. Le rôle principal des aubes directrices de sortie est de rediriger le courant d'air hélicoidal sortant d'entre les aubes 23 de la soufflante de façon qu'il s'écoule dans une direction
qui est de manière prédominante réellement axiale. Une pre-
mière partie de l'air comprimé relativement froid pénètre
dans un conduit 31 d'air de dilution formé entre le généra-
teur de gaz 21 et le capot 29 de la soufflante et est éjecté par une tuyère 32 de soufflante. Une seconde partie de l'air comprimé pénètre dans l'orifice d'entrée 33 du générateur de gaz 21 et est à nouveau comprimée par le compresseur axial 26 et est refoulée dans une chambre de combustion 34 dans laquelle elle est mélangée avec un combustible et le mélange est brûlé pour produire des gaz de combustion à haute énergie qui entraînent la turbine 35 du générateur de gaz. La turbine , à son tour, entraîne le rotor 27 de la manière habituelle
dans les moteurs à turbine à gaz. Les gaz chauds de combus-
tion traversent ensuite la turbine 24A de soufflante qu'ils entraînent et celle-ci, à son tour, entraîne la soufflante 22. Une force propulsive est ainsi obtenue par l'action de la soufflante 22 qui refoule de l'air par le conduit 31 d'air
de dilution, et par la tuyère 32 de soufflante et par l'é-
jection des gaz de combustion par la tuyère 37 du généra-
teur de gaz qui est délimitée d'une part par le capot 39 du moteur et, d'autre part, par le noyau ou corps central 38
de tuyère.
La présente invention a trait aux ensembles 30 d'aube directrice de sortie d'une nouvelle construction composite en matières polymères et à un nouveau procédé de fabrication
de tels ensembles. Comme représenté sur les Fig. 2 -à 8, aux-
quelles on se référera maintenant, chaque ensemble 30 d'aube comporte une partie aérodynamique ou aube allongée 40 qui comprend une enveloppe creuse 41 ayant des parois 42 et 43 qui sont espacées l'une de l'autre pour délimiter entre elles une cavité 44 (Fig. 3) et qui sont reliées entre elles le
long du bord d'attaque 45 et du bord de fuite 46 de l'aube 40.
Une nervure allongée 47 est disposée à l'intérieur de la cavité 44 et s'étend sur toute la longueur de l'enveloppe 41 dans la région d'épaisseur maximale de cette dernière, la nervure 47 étant fabriquée en une matière élastomère et étant solidaire de chacune des parois 42 et 43. De préférence, la nervure 47 est collée à chacune des parois 42 et 43 et sert d'élément raidisseur qui assure le soutien des parois 42 et
43 tout en assurant simultanément l'amortissement des vibra-
tions. On peut voir que la cavité 44 reste ouverte de part et d'autre de la nervure 47 et que l'enveloppe creuse 41 est
ouverte à ses deux extrémités,comme représenté pour l'extré-
mité 48 sur la Fig. 2. De préférence, une chemise en polyuré-
thane 49 recouvre la surface extérieure de l'enveloppe creuse 41 et sert à fournir à l'aube 40 un revêtement résistant à l'érosion. Une extrémité ouverte 48 de l'enveloppe est fermée par
un bouchon d'extrémité 50 qui comporte une partie d'emboîte-
ment 51 ayant une extrémité intérieure concave 52 (Fig. 2, 6 et 7). Une semelle formant capuchon 53 est formée en une seule pièce avec la partie d'emboîtement 51 à l'extrémité extérieure de cette dernière et s'étend latéralement vers l'extérieur par rapport à elle, la semelle étant dimensionnée de manière à venir en appui contre le bord de l'extrémité distale de l'enveloppe 41 et à se trouver approximativement
dans le prolongement de sa surface périphérique. L'autre ex-
trémité de l'aube 40 est agencée de manière à être reçue dans une emplanture 55 (Fig. 2) qui est montée dans le capot 39 du générateur de gaz. Plus précisément,l'emplanture 55 comporte une douille 56 dans laquelle est formée-une cavité
57 dans laquelle est insérée l'extrémité de l'aube 40. -
Une bride de fixation 58 est formée en une seule pièce avec la douille 56 à l'extrémité supérieure de cette dernière et
s'étend latéralement vers l'extérieur à partir d'elle.
Sur l'extrémité munie d'un bouchon de l'aube 40 est
montée une plate-forme de montage 60 pour faciliter le mon-
tage de l'ensemble 30 d'aube dans la turbosoufflante associée 20. La plate-forme de montage 60 comporte une plaque de base
61 approximativement rectangulaire munie d'une paroi péri-
phérique verticale 62 qui en fait partie intégrante et qui s' étend autour de son périmètre. Un corps arqué 63 fait également partie intégrante de la plaque de base 61 et fait saillie vers le haut au-dessus d'elle, ce corps 63 comportant un évidement ou cavité 64 dont la forme est complémentaire de celle de l'extrémité munie d'un bouchon de l'aube 40 mais a des dimensions légèrement plus grandes. L'extrémité munie d'un bouchon de l'aube 40 est reçue dans la cavité 64 avec un espace libre prédéterminé autour d'elle, espace qui est rempli d'un produit d'enrobage élastomère 65 (Fig. 5) qui sert à coller l'aube 40 à la plate-forme de montage 60. De
préférence, on injecte le produit d'enrobage 65 dans l'es-
pace libre par un trou d'injection 66 formé dans le corps ar-
qué 63,comme on l'expliquera plus complètement ci-après.
Deux oreilles de montage 67 font également partie intégrante de la plaque de base 61 et du corps arqué 63, chaque oreille
67 étant munie d'un alésage pour recevoir un organe de fixa-
tion complémentaire,tel qu'un boulon 68 et une plaque 68a formant écrou (Fig. 8). La plate-forme 60 et le bouchon 50 sont, de préférence, fabriqués en nylon chargé de fibres de
carbone.
En service, on monte l'ensemble 30 d'aube en place en
introduisant l'extrémité libre de l'aube 40 dans l'emplan-
ture 55 laquelle est montée dans un évidement complémentaire (non représenté) formé dans le capot 39 du générateur de gaz 21 et est fixée en place par des moyens appropriés. On fixe la plate-forme de montage 60 à l'aide des boulons 68 à la surface intérieure du capot 29 de la soufflante, comme
représenté sur la Fig. 8.
L'ensemble 30 d'aube offre l'avantage d'être constitué par un ensemble préformé qui est prêt à être monté dans le moteur à turbine à gaz au moyen d'un petit nombre d'organes de fixation et il offre, en outre, l'avantage d'être léger du fait de sa construction creuse. La nervure 47 soutient
et renforce intérieurement l'enveloppe extérieure 41 à pro-
fil aérodynamique et elle sert également de système amortis-
seur interne empêchant les vibrations indépendantes des pa-
rois 42 et 43 de l'enveloppe 41.
Sur les Fig. 9 à 13 auxquelles on se référera égale-
ment maintenant, on a représenté le procédé de fabrication de l'ensemble 30 d'aubes que l'on décrira maintenant. On a construit tout d'abord l'aube 40 à partir d'une préforme d'aube que l'on a désignée par la référencegénérale 70 et qui comporte un ensemble de noyau 71 et des préformes d'en- veloppe composites 75 et 76 en matière polymère.L'ensemble
de noyau 71 comprend la nervure allongée 47 et deux man-
drins allongés amovibles 73 qui sont disposés en butée contre la nervure 47 sur les côtés opposés de cette dernière, comme représenté sur la Fig. 9. Les mandrins 73 coopérent avec la nervure 47 pour former l'ensemble de noyau 71 qui
a approximativement la forme aérodynamique de l'aube 40 finie.
La nervure 47 est fabriquée en une matière élastomère, de pré-
férence en caoutchouc fluoroélastomère, tel que celui vendu sous la marque de commerce VITON par E. I. DuPont de Nemours et Co Inc. Chacun des mandrins 73 est fabriqué en une matière ayant des caractéristiques de non adhérence de façon qu'il n'adhère pas à une résine époxyde pendant le durcissement de
cette dernière, cette matière étant, de préférence, un caout-
chouc de silicone,tel que celui vendu par General Electric
Company sous la marque de commerce TUFEL.
Apres assemblage de l'ensemble de noyau 71, on rode lé-
gèrement les surfaces exposées de la nervure 47 en prépara-
tion d'une étape de collage ultérieure. Chacune des préformes d'enveloppe 75 et 76 comprend plusieurs minces feuillets 77 d'une matière composite, de préférence,une matière composite comprenant des fibres de graphite ou de carbone et des
fibres de verre imprégnées d'une résine époxyde thermodur-
cissable. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, chacun des feuillets 77 est constitué par un ruban hybride imprégné unidirectionnel, 80% graphite 20% verre,que l'on peut obtenir de la société 3M Company, St Paul, Minnesota, EUA. Suivant une variante, les préformes 75 et 76 pourraient être des éléments composites constitués,par exemple,par des
feuilles métalliques collées entreelles par un adhésif appro-
prié. On pose les préformes d'enveloppe 75 et 76 respective-
ment sur la surface convexe et sur la surface concave de l'en-
semble de noyau 71,chacune des préformes d'enveloppe 75 et 76 étant dimensionnée de façon à s'étendre longitudinalement sur la même longueur que l'ensemble de noyau 71 mais à s'étendre au-delà de l'ensemble de noyau 71 le long des bords d'attaque et de fuite de ce dernier de sorte que ces parties débordantes
des préformes d'enveloppe 75 et 76 sont superposées.
Après que l'on a assemblé la préforme 70 d'aube, on la place dans une machine à mouler 80 (Fig. 10) qui comporte des
matrices male et femelle coopérantes chauffées 81 et, respec-
tivement, 82. De la chaleur et une pression sont simultanément appliquées à la préforme 70 d'aube par la machine à mouler 80 pour durcir la préforme 70 d'aube en une seule étape. Plus
précisément, les feuillets 77 de chacune des préformes d'enve-
loppe 75 et 76 sont collés- ensemble et les parties qui se recouvrent des préformes d'enveloppe 75 et 76 sont collées entre elles le long des bords d'attaque et de fuite de l'aube 40. Ceux des feuillets 77 qui sont situés à l'intérieur sont
simultanément collés à la nervure 47 mais ils ne sont pas col-
lés aux mandrins 73 du fait des caractéristiques de non adhé-
rence de ces derniers. Lorsqu'on utilise les matières préfé-
rées décrites ci-dessus, le cycle de durcissement comporte une cuisson d'environ une heure à 230 F (110 C) suivie d'une
post-cuisson à 275 F (135 C) d'environ quatreheures. Cepen-
dant, on comprendra que l'on peut changer de cycle de durcis-
sement lorsqu'on utilise d'autres matières. Après durcisse-
ment de la préforme 70 d'aube dans la machine à mouler 80,
on retire les mandrins 73 par l'une des extrémités de l'enve-
loppe creuse 41, comme représenté sur la Fig. 11. On obtient ainsi une aube creuse 40 munie d'une nervure de renforcement interne solidaire 47 s'étendant longitudinalement le long
de sa partie centrale.
Ensuite, on assemble l'aube 40 à la plate-forme de montage 60. De préférence, on rode la surface interne de la cavité 64 et l'extrémité de l'aube 40 qui doit y être intro- duite,par exemple,par décapage au jet de sable après avoir masqué d'une manière appropriée les surfaces restantes de l'aube 40 et de la plaque de base 61 de la plate-forme. On comprendra que l'on pourrait utiliser d'autres techniques de rodage, telles que, par exemple, un décapage à l'acide. On
applique ensuite une couche d'apprêt appropriée sur les sur-
faces rodées. L'apprêt peut être, par exemple, un mélange d'apprêts,tel que l'un de ceux vendus par la Dayton Coating and Chemical Division and Whittaker Corporation sous les marques THIXON 300 et THIXON 301. On applique l'apprêt de
façon à obtenir une épaisseur de la pellicule sèche d'envi-
ron 0,0003 à0,0004 pouce (7,62 à 10,16 gm). On perce alors le trou d'injection 66 dans la plate-forme 60, à moins que, suivant une variante, il ait été prémoulé dans la
plate-forme.
On préchauffe ensuite l'aube 40 et la plate-forme 60 recouverte d'une couche d'apprêt pendant environ 15 minutes
à une température d'environ 320 F (160 C) puis on les intro-
duit dans un ensemble 85 de moule de transfert (Fig. 12) qui
est maintenu à une température d'environ 350 F (176,67 C).
Plus précisément, l'aube 40 est maintenue dans un dispositif
support approprié (non représenté) et son extrémité d'emboîte-
ment est serrée dans une plaque de retenue 84. La plate-forme
est contenue dans une cavité de forme complémentaire for-
mée dans un outil de moulage 86. La plaque de retenue 84 est fixée à l'outil de moulage 86 de sorte que l'extrémité rodée de l'aube 40 est reçue dans la cavité 64 de la plate-forme
avec un espace libre prédéterminé approximativement uni-
forme tout autour d'elle. De préférence, la profondeur d'in-
sertion de l'aube 40 dans la cavité 64 est d'approximative-
ment 0,8 pouce (20,32 mm) et un espace libre d'environ 0,08 pouce (2,032 mm) est établi entre l'extrémité de l'aube 40 et le fond de la cavité 64 du fait que l'aube 40 ne pénètre pas jusqu'au fond de la cavité 64. En outre, les dimensions de l'aube 40 et de la cavité 64 sont telles qu'un espace libre d'environ 0,08 pouce (2,032 mm) est établi entre les
côtés de l'aube 40 et les parois latérales de la cavité 64.
L'outil de moulage 86 comprendun canal d'injection 87 qui est disposé en alignement avec le trou d'injection 66
qui traverse la plate-forme 60. Le canal d'injection 87 com-
munique avec un cylindre de transfert 88 dans lequel est mon-
té un piston 89. On charge l'élastomère VITON non vulcanisé
dans le cylindre de transfert 88 qui est maintenu à une tem-
pérature d'environ 350 F (176,67 C),puis on injecte cet élas-
tomère sous une pression de transfert maximale d'environ
3.500 livres par pouce carré (241,3 bars) par le canal decou-
lée 87 et le trou d'injection 66 dans l'espace libre entre
l'aube 40 et la plate-forme 60. On maintient l'ensemble aube-
plate-forme dans l'ensemble 85 de moule de transfert pendant environ 75 minutes à une température d'environ 350 F (176,67 C) ce qui sert à vulcaniser l'élastomère VITON et à
coller de manière sûre l'aube 40 à la plate-forme 60. On re-
tire ensuite l'ensemble collé de l'ensemble 85 de moule de
transfert et on le soumet à une post-cuisson d'une durée ap-
proximativement de 16 heures à une température d'environ 300 F (148,89 C), après quoi on enlève les bavures de VITON
en excès de la plate-forme 60 et de l'aube 40.
L'aube 40,après le cycle de moulage et de post-cuisson,, présente une faible résistance à l'érosion provoquée par des
débris tels que du sable, des gravillons et analogues, aux-
quels les moteurs à turbine à gaz d'avion peuvent être expo-
ses. Ainsi, on applique la chemise 49 en polyuréthane à la
surface extérieure de l'enveloppe creuse 41 pour lui confé-
rer la résistance à l'érosion nécessaire. En premier lieu, on rode légèrement la surface extérieure de l'enveloppe creuse 41, par exemple, par décapage au jet de sable, après avoir masqué les surfaces de la plateforme de montage 60 et du produit d'enrobage 65 pour empêcher qu'elles soient érodées pendant l'opération de décapage au jet de sable. On découpe ensuite une pellicule de polyuréthane, ayant une épaisseur d'approximativement 0,010 pouce (0,254 mm), munie d'un revêtement de résine adhésive d'approximativement0,001 pouce (0,0254 mm) d'épaisseur en une bande allongée ayant la forme et les dimensions voulues. On enveloppe ensuite la
bande de pelliculeautour de l'enveloppe creuse 41 en l'ap-
pliquant en contact intime avec la surface de l'enveloppe 41
à l'aide d'un outil approprié, tel qu'une spatule ou ana-
logue, pour empêcher que de l'air soit emprisonné ou pour
éviter la formation de poches riches en résine.
Lorsqu'on a complètement recouvert la surface extérieure de l'enveloppe creuse 41 avec la chemise 49 en polyuréthane,
on place l'aube 40 dans une presse 90 (Fig. 13) pour provo-
quer le durcissement de l'adhésif. La presse 90 comporte un élément inférieur convexe 91 et un élément supérieur concave 92. Avant de placer l'aube 40 dans la presse 90,on entoure
l'aube chemisée 40 d'une enveloppe 93 renforcatrice de pres-
sion. De préférence, l'enveloppe 93 est fabriquée en caout-
chouc de silicone et est disposée sous une configuration à
un seul pli qui comporte deux volets qui s'étendent respecti-
vement sur la surface convexe et sur la surface concave de l'aube 40 et comportent des parties débordantes 94,au-delà du bord de fuite de l'aube 40,qui sont superposées. Ensuite, on place l'assemblage constitué par l'aube chemisée 40 et par l'enveloppe 93 renforcatrice de pression dans la presse
et on le cuit pendant environ 60 minutes à une tempéra-
ture d'environ 230 F (110 C). L'enveloppe 93 renforcatrice
de pression sert à accroître la pression appliquée à la che-
mise 49 et à la répartir uniformément afin d'assurer sa cuis-
son uniforme et son collage uniforme à la surface extérieure de l'enveloppe 41. La nervure 47 devrait fournit un soutien interne suffisant pendant l'opération de pressage mais, si
nécessaire, on peut mettre l'espace intérieur 44 sous pres-
sion pour cette opération. On retire ensuite l'aube 40 enve-
loppée de polyuréthane de la presse 90, on enlève l'enveloppe 93 et on soumet l'aube chemisée 40 à une post-cuisson dans un four pendant quatre heures à environ 275 F (135 C). On rogne ensuite la pellicule de polyéthylène en excès de
l'aube 40.
On obtient ainsi un ensemble 30 d'aube qui est extrême-
ment léger et d'une fabrication bon marché et qui présente une résistance à la fatigue et une résistance àl'érosion
perfectionnées et assure un amortissement élevé des vibra-
tions. En outre, l'ensemble 30 d'aube est caractérisé par une excellente uniformité dimensionnelle et par un fini de
surface perfectionné ainsi que par une résistance à la fa-
tigue accrue par rapport à des éléments à profil de pale métalliques comparables. On obtient tous ces avantages sans
l'emploi de matières éventuellement stratégiques.
Pour monter l'ensemble 30 d'aube dans la turbosouf-
flante 20, on introduit l'extrémité libre de l'aube 40 dans l'emplanture 55 puis on boulonne la plate-forme 60 en place
sur le capot 29 de la soufflante, comme décrit ci-dessus.
Sur la Fig. 14, à laquelle on se référera maintenant,
on a représenté une autre construction d'aube que l'on a dé- signée parla référence générale 100 et qui est essentielle-
ment semblable à l'aube 40 excepté qu'elle comporte plusieurs
nervures de renforcement. Plus précisément, l'aube 100 com-
porte une enveloppe extérieure 101 qui comporte des parois 102 et 103, 1esquelles sont espacées l'une de l'autre pour délimiter une cavité interne 104, les parois 102 et 103 étant jointes entre elles le long des bords d'attaque et de fuite de l'aube 100. Trois nervures de renforcement allon-
gées 105, 106 et 107 espacées les unes des autres sont dis-
posées dans la cavité 104, les nervures 105, 106, 107 étant
espacées les unes des autres et des bords assemblés des pa-
rois 102 et 103. Si désiré, on peut appliquer une chemise (non représentée) en polyuréthane,semblable à la chemise 49, sur la surface extérieure de l'enveloppe 101. Le procédé de fabrication de l'aube est à peu près le même que celui de l'aube 40 que l'on a décrit ci-dessus, à cette différence près que l'ensemble de noyau comprend les trois nervures
105, 106, 107 qui alternent avec quatre mandrins amovibles.
Il résulte clairement de la description qui précède que
l'on a réalisé une construction d'aube creuse perfectionnée munie d'une nervure interne qui assure le soutien mécanique
et l'amortissement des vibrations ainsi qu'un nouveau procé-
dé original de fabrication d'une telle aube. On a également décrit un procédé pour assembler l'aube à une plate-forme
de montage, ce qui permet d'obtenir un ensemble d'aube extrê-
mement léger et bon marché ayant des caractéristiques struc-
turales et fonctionnelles perfectionnées.
Claims (22)
1 - Une construction d'élément (40; 100) à profil de pale caractérisée en ce qu'elle comprend: une enveloppe creuse (41; 101) en une première matière, l'enveloppe comportant deux parois (42, 43; 102, 103) reliées entre elles le long
de leurs bords d'attaque et de fuite (45, 46; non référen-
cés) et espacées l'une de l'autre entre les bords d'attaque et de fuite et au moins une nervure pleine (47; 105, 106,
107) en une seconde matière disposée entre les parois et so-
lidaire de chacune des parois et espacée des bords reliés
entre eux des parois.
2 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisée en ce que l'enveloppe (41; 101) a
une structure lamifiée.
3 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 2, caractérisée en ce que l'enveloppe (41; 101) est constituée par des feuillets (77) d'une matière qui est une matière composite constituée par des fibres de carbone ou
de graphite et par des fibres de renforcement en verre im-
prégnées d'une résine époxyde.
4 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 2, caractérisée en ce que l'enveloppe est constitué
par des feuillets métalliques (77) collés entre eux.
- Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisée en ce que la nervure (47) ou cha-
cune des nervures (105, 106, 107) est collée à chacune des
parois (42, 43; 102, 103).
6 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisée en ce que la nervure (47) ou cha-
cune des nervures (105, 106, 107) est fabriquée en une ma-
tière élastomère.
7 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte plusieurs
- 17 -
nervures (105, 106, 107) espacées les unes des autres et des
bords assemblés entre eux desdites parois (102, 103).
8 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisé en ce qu'elle comporte, en outre, S une plateforme de montage (60) fixée à l'enveloppe (41), à
une extrémité de cette dernière.
9 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 1, caractérisée en ce qu'elle comporte, en outre,
une chemise (49) résistant à l'érosion qui recouvre la sur-
face extérieure de l'enveloppe (41).
- Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
dication 9, caractérisée en ce que la chemise est formée par
une pellicule de polyuréthane.
11 - Construction d'élément à profil de pale selon la reven-
1S dication 1, caractérisée en ce que l'élément à surface de pale est une aube directrice de sortie pour un moteur (20) à
turbine à gaz d'avion.
12 - Un procédé de fabrication d'un élément à profil de pale creux selon la revendication 1, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les étapes qui consistent: à réaliser un ensemble de noyau (71) qui comporte une structure support allongée (47) en une première matière et plusieurs mandrins allongés (73) en une autre matière en butée contre la structure support avec laquelle ils coopèrent pour former l'ensemble de noyau, puis à appliquer une enveloppe (75, 76) autour de l'ensemble de noyau, cette enveloppe entourant l'ensemble de noyau à l'exception de ses extrémités et étant en contact avec la structure support (47), à coller ensuite l'enveloppe uniquement à la structure support puis à retirer
les mandrins (73) à travers une extrémité ouverte de l'enve-
loppe, de sorte qu'on obtient ainsi une enveloppe creuse munie d'une structure support interne qui en fait partie intégrante. 13 - Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce qu'on forme l'enveloppe (41) en empilant plusieurs minces feuillets (77) de matière d'enveloppe sur l'ensemble de noyau (71) et on colle les feuillets entre eux pour former
une structure d'enveloppe lamifiée.
14 - Procédé selon la revendication 13 dans lequel chacun
des feuillets (77) est imprégné d'une résine thermodurcis-
sable, caractérisé en ce qu'il comporte, en outre, l'étape qui consiste à appliquer de la chaleur et une pression à l'ensemble combiné formé par l'ensemble de noyau (71) et les feuillets empilés (77) pour coller les feuillets entre
eux et à la structure support (47).
- Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce
qu'on forme l'enveloppe lamifiée en appliquant deux empi-
lages (75, 76) de feuillets respectivement sur les côtés
opposés de l'ensemble de noyau (71), les empilages s'éten-
dant au-delà des bords d'attaque et de fuite de l'ensemble de noyau et leurs parties débordantes étant superposées, l'application de chaleur et de pression servant à coller entre elles les parties superposées des deux empilages pour former une enveloppe continue qui entoure l'ensemble de
noyau (71).
16 - Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce
qu'on forme l'enveloppe (41) en appliquant des moitiés d'en-
veloppes (75, 76) respectivement sur les côtés opposés de
l'ensemble de noyau, les moitiés d'enveloppe s'étendant au-
delà des bords d'attaque et de fuite de l'ensemble de noyau et leurs parties débordantes étant superposées et en ce qu'il comporte, en outre, l'étape qui consiste à coller entre elles les parties des moitiés d'enveloppe qui sont superposées pour
former une enveloppe continue qui entoure l'ensemble de noyau.
17 - Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que la structure support est constituée par une nervure
pleine (47) disposée entre deux desdits mandrins (73>.
- 19 -
18 - Procédé selon la revendication 17, caractérisé en ce
que la nervure (47) est fabriquée en une matière élastomère.
19 - Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce que la structure support comprend plusieurs nervures pleines séparées (105, 106, 107) alternant avec plusieurs mandrins, tous les mandrins étant retirés après collage de l'enveloppe (101) aux nervures pour produire une enveloppe creuse munie
de plusieurs nervures internes espacées les unes des autres.
- Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce qu'il comporte, en outre, l'étape qui consiste à appliquer une chemise (49) en une matière résistant à l'érosion sur la
surface extérieure de l'enveloppe.
21 - Procédé selon la revendication 12, caractérisé en ce
que les mandrins (73) sont fabriqués en caoutchouc de sili-
cone.
22 - Un procédé pour fixer une plate-forme de montage (60) à une première extrémité d'un élément à profil de pale creux allongé (40) selon la revendication 1, caractérisé en ce que la plate-forme comporte un évidement (64) ayant une forme
complémentaire de celle de la première extrémité de l'élé-
ment mais ayant des dimensions légèrement plus grandes que celles de cette extrémité, ce procédé étant caractérisé en ce qu'il consiste à obturer au moyen d'un bouchon (50) une
extrémité de l'élément à profil de pale creux (40), à in-
troduire l'extrémité bouchée de l'élément à profil de pale dans l'évidement (64) de la plate-forme (60), en laissant un espace libre prédéterminé approximativement uniforme entre l'évidement de la plateforme et l'extrémité insérée de l'élément à profil de pale, à injecter ensuite une matière élastomère (65) dans l'espace libre pour le remplir, puis à vulcaniser la matière élastomère pour coller l'extrémité
insérée de l'élément à profil de pale à la plate-forme.
23 - Procédé selon la revendication 22, caractérisé en ce
- 20 -
que la matière élastomère (65) est un caoutchouc fluoroélas-
tomère. 24 - Procédé selon la revendication 22, caractérisé en ce qu'on effectue la vulcanisation par application simultanée de chaleur et de pression à la matière élastomère. - Procédé de fabrication d'un ensemble (30) d'élément à profil de pale creux selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il consiste: à former un ensemble de noyau (71) qui comporte une structure support allongée (47; 105, 106, 107) en une matière et plusieurs mandrins allongés (73) en une autre matière en butée contre la structure support et coopérant avec elle pour former l'ensemble de noyau, à
appliquer ensuite une enveloppe (70; 101) autour de l'ensem-
ble de noyau de façon qu'elle entoure l'ensemble de noyau à l'exception des extrémités de ce dernier et qu'elle soit en
contact avec la structure support, à coller ensuite l'enve-
loppe uniquement à la structure support puis à retirer les mandrins (73) de façon à produire une enveloppe creuse munie
d'une structure support interne qui en fait partie intégran-
te, à obturer à l'aide d'un bouchon (50) une première extré-
mité ouverte de l'enveloppe, à réaliser une plate-forme de montage (60) dans laquelle est formé un évidement (64) ayant une forme complémentaire de celle de l'extrémité bouchée de l'enveloppe mais des dimensions légèrement supérieures à celles de cette extrémité; à insérer l'extrémité bouchée de
l'envelo ppe dans l'évidement de la plate-forme avec un espa-
ce libre prédéterminé approximativement uniforme entre la
plate-forme et l'extrémité insérée de l'enveloppe, à injec-
ter ensuite une matière élastomère (65) dans l'espace libre pour le remplir puis à vulcaniser la matière élastomère pour
coller l'extrémité insérée de l'enveloppe à la plate-forme.
26 - Procédé selon la revendication 25, caractérisé en ce que la structure support comprend une nervure pleine (47)
disposée entre deux desdits mandrins (73).
27 - Procédé selon la revendication 26, caractérisé en ce
que la nervure (47) est fabriquée en une matière élastomère.
28 - Procédé selon la revendication 25, caractérisé en ce que la structure support comprend plusieurs nervures pleines séparées (105, 106, 107) alternant avec plusieurs mandrins, tous les mandrins étant retirés après collage de l'enveloppe (101) aux nervures pour produire une enveloppe creuse munie
de plusieurs nervures internes espacées les unes des autres.
29 - Procédé selon la revendication 25, caractérisé en ce qu'il comporte, en outre, l'étape qui consiste à appliquer une chemise (49) en une matière résistant à l'érosion sur la
surface extérieure de l'enveloppe.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/579,631 US4594761A (en) | 1984-02-13 | 1984-02-13 | Method of fabricating hollow composite airfoils |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR2559423A1 true FR2559423A1 (fr) | 1985-08-16 |
FR2559423B1 FR2559423B1 (fr) | 1987-01-16 |
Family
ID=24317703
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR8501667A Expired FR2559423B1 (fr) | 1984-02-13 | 1985-02-06 | Elements a profil de pale creux composites et leur procede de fabrication |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4594761A (fr) |
JP (1) | JPS60204903A (fr) |
DE (1) | DE3504377A1 (fr) |
FR (1) | FR2559423B1 (fr) |
GB (1) | GB2154287B (fr) |
IT (1) | IT1183343B (fr) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2680384A1 (fr) * | 1991-08-13 | 1993-02-19 | Plastiremo | Couronne d'aubage a montage simplifie et aube pour sa realisation. |
EP0680875A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-08 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor arrière et stator redresseur carénés pour hélicoptère |
EP0680874A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-08 | Eurocopter France | Aube de redresseur pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés d'hélicoptère |
EP0686554A1 (fr) * | 1994-06-10 | 1995-12-13 | EUROCOPTER FRANCE, Société Anonyme dite: | Aube de redresseur en composite, redresseur la comportant, pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et leur procédé de fabrication |
EP0808990A1 (fr) * | 1996-05-20 | 1997-11-26 | General Electric Company | Aube à poly-composites pour turbines à gaz |
WO2010122053A1 (fr) * | 2009-04-22 | 2010-10-28 | Snecma | Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef comprenant des bras structuraux de raccord a fonctions mecanique et aerodynamique dissociees |
FR3057295A1 (fr) * | 2016-10-12 | 2018-04-13 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une plate-forme et une pale assemblees |
FR3074219A1 (fr) * | 2017-11-30 | 2019-05-31 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et moyens de maintien. |
WO2021048508A1 (fr) | 2019-09-13 | 2021-03-18 | Safran | Dispositif de fabrication d'une piece creuse |
Families Citing this family (90)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH670406A5 (fr) * | 1987-03-19 | 1989-06-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
US4720244A (en) * | 1987-05-21 | 1988-01-19 | Hudson Products Corporation | Fan blade for an axial flow fan and method of forming same |
US4873751A (en) * | 1988-12-27 | 1989-10-17 | United Technologies Corporation | Fabrication or repair technique for integrally bladed rotor assembly |
US5056738A (en) * | 1989-09-07 | 1991-10-15 | General Electric Company | Damper assembly for a strut in a jet propulsion engine |
FR2654463A1 (fr) * | 1989-11-15 | 1991-05-17 | Snecma | Element de stator de turbomachine. |
US5120197A (en) * | 1990-07-16 | 1992-06-09 | General Electric Company | Tip-shrouded blades and method of manufacture |
CA2042218A1 (fr) * | 1990-07-20 | 1992-01-21 | Jan C. Schilling | Pale composite a profil aerodynamique a resistance au cisaillement amelioree |
US5141400A (en) * | 1991-01-25 | 1992-08-25 | General Electric Company | Wide chord fan blade |
GB9112043D0 (en) * | 1991-06-05 | 1991-07-24 | Sec Dep For The Defence | A titanium compressor blade having a wear resistant portion |
US5180282A (en) * | 1991-09-27 | 1993-01-19 | General Electric Company | Gas turbine engine structural frame with multi-yoke attachment of struts to outer casing |
FR2685383B1 (fr) * | 1991-12-18 | 1994-02-11 | Snecma | Bras structural du carter d'une turbomachine. |
US5375978A (en) * | 1992-05-01 | 1994-12-27 | General Electric Company | Foreign object damage resistant composite blade and manufacture |
US5429877A (en) * | 1993-10-20 | 1995-07-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Internally reinforced hollow titanium alloy components |
US5486096A (en) * | 1994-06-30 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Erosion resistant surface protection |
US5655883A (en) * | 1995-09-25 | 1997-08-12 | General Electric Company | Hybrid blade for a gas turbine |
US5634771A (en) * | 1995-09-25 | 1997-06-03 | General Electric Company | Partially-metallic blade for a gas turbine |
US5720597A (en) * | 1996-01-29 | 1998-02-24 | General Electric Company | Multi-component blade for a gas turbine |
US5876651A (en) * | 1996-05-29 | 1999-03-02 | United Technologies Corporation | Method for forming a composite structure |
US5765993A (en) * | 1996-09-27 | 1998-06-16 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Replacement vane assembly for fan exit guide |
US5839882A (en) * | 1997-04-25 | 1998-11-24 | General Electric Company | Gas turbine blade having areas of different densities |
US5931641A (en) * | 1997-04-25 | 1999-08-03 | General Electric Company | Steam turbine blade having areas of different densities |
US6048174A (en) * | 1997-09-10 | 2000-04-11 | United Technologies Corporation | Impact resistant hollow airfoils |
US6173925B1 (en) * | 1998-04-16 | 2001-01-16 | Daimlerchrysler Ag | Skin-rib structure |
US6544460B2 (en) * | 1998-11-20 | 2003-04-08 | United Technologies Corporation | Method and fixture for disposing filler material in an article |
US6177038B1 (en) * | 1998-11-20 | 2001-01-23 | United Technologies Corporation | Method for orienting an airfoil for processing and for forming a mask for the airfoil |
US6139303A (en) * | 1998-11-20 | 2000-10-31 | United Technologies Corporation | Fixture for disposing a laser blocking material in an airfoil |
US6224361B1 (en) * | 1998-11-20 | 2001-05-01 | United Technologies Corportion | Tool for disposing laser blocking material in an airfoil |
DE10051223A1 (de) | 2000-10-16 | 2002-04-25 | Alstom Switzerland Ltd | Verbindbare Statorelemente |
US6619917B2 (en) | 2000-12-19 | 2003-09-16 | United Technologies Corporation | Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine |
US7141303B2 (en) * | 2001-03-06 | 2006-11-28 | 3M Innovative Properties Company | Protective articles |
US6705011B1 (en) | 2003-02-10 | 2004-03-16 | United Technologies Corporation | Turbine element manufacture |
FR2879496B1 (fr) * | 2004-12-16 | 2008-12-12 | Eurocopter France | Procede et dispositif de fabrication d'une carene de rotor d'helicoptere, et carene obtenue |
AU2006202877B2 (en) * | 2005-06-30 | 2010-12-02 | Spx Flow, Inc. | Mixing impeller and method with weld locations |
US7481573B2 (en) * | 2005-06-30 | 2009-01-27 | Spx Corporation | Mixing impeller with pre-shaped tip elements |
GB2427900B (en) * | 2005-07-02 | 2007-10-10 | Rolls Royce Plc | Vane support in a gas turbine engine |
CN101703431A (zh) * | 2005-10-03 | 2010-05-12 | 医疗橡胶有限公司 | 注塑成型尿套 |
ATE486195T1 (de) | 2005-12-22 | 2010-11-15 | Techspace Aero | Schaufelleitring einer strömungsmaschine, strömungsmaschine mit einem solchen leitring und leitschaufel |
US7648336B2 (en) * | 2006-01-03 | 2010-01-19 | General Electric Company | Apparatus and method for assembling a gas turbine stator |
US8795258B2 (en) * | 2006-03-01 | 2014-08-05 | Coloplast A/S | Urisheath with moulded unrolling strip |
US20080072569A1 (en) * | 2006-09-27 | 2008-03-27 | Thomas Ory Moniz | Guide vane and method of fabricating the same |
DE102006061915A1 (de) * | 2006-12-21 | 2008-07-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Hybrid-Fanschaufel und Verfahren zu deren Herstellung |
US7753653B2 (en) * | 2007-01-12 | 2010-07-13 | General Electric Company | Composite inlet guide vane |
US7980817B2 (en) * | 2007-04-16 | 2011-07-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine vane |
US7607287B2 (en) * | 2007-05-29 | 2009-10-27 | United Technologies Corporation | Airfoil acoustic impedance control |
GB2450934B (en) | 2007-07-13 | 2009-10-07 | Rolls Royce Plc | A Component with a damping filler |
SG154344A1 (en) | 2008-01-09 | 2009-08-28 | United Technologies Corp | Airfoil mask, airfoil and mask system, and masking method for edge profile finishing |
GB0808840D0 (en) | 2008-05-15 | 2008-06-18 | Rolls Royce Plc | A compound structure |
US8333552B2 (en) * | 2008-06-20 | 2012-12-18 | General Electric Company | Combined acoustic absorber and heat exchanging outlet guide vanes |
GB2462102B (en) | 2008-07-24 | 2010-06-16 | Rolls Royce Plc | An aerofoil sub-assembly, an aerofoil and a method of making an aerofoil |
DE102008047043A1 (de) * | 2008-09-13 | 2010-03-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Ersatzteil für eine Gasturbinen-Schaufel einer Gasturbine, Gasturbinen-Schaufel sowie ein Verfahren zur Reparatur einer Gasturbinen-Schaufel |
GB0822909D0 (en) * | 2008-12-17 | 2009-01-21 | Rolls Royce Plc | Airfoil |
GB0901235D0 (en) | 2009-01-27 | 2009-03-11 | Rolls Royce Plc | An article with a filler |
GB0901318D0 (en) | 2009-01-28 | 2009-03-11 | Rolls Royce Plc | A method of joining plates of material to form a structure |
US8177513B2 (en) * | 2009-02-18 | 2012-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for a structural outlet guide vane |
US8967078B2 (en) * | 2009-08-27 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Abrasive finish mask and method of polishing a component |
GB201001000D0 (en) | 2010-01-22 | 2010-03-10 | Rolls Royce Plc | Method of forming a hollow component with an internal structure |
US8814523B2 (en) * | 2010-03-01 | 2014-08-26 | Vari-Form, Inc. | Hydroformed turbine blade |
FR2958980B1 (fr) * | 2010-04-14 | 2013-03-15 | Snecma | Dispositif redresseur pour turbomachine |
GB201009216D0 (en) | 2010-06-02 | 2010-07-21 | Rolls Royce Plc | Rotationally balancing a rotating part |
US8794925B2 (en) | 2010-08-24 | 2014-08-05 | United Technologies Corporation | Root region of a blade for a gas turbine engine |
GB2485831B (en) | 2010-11-26 | 2012-11-21 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing a component |
US8727721B2 (en) * | 2010-12-30 | 2014-05-20 | General Electric Company | Vane with spar mounted composite airfoil |
US8690531B2 (en) * | 2010-12-30 | 2014-04-08 | General Electroc Co. | Vane with spar mounted composite airfoil |
DE102011008695A1 (de) * | 2011-01-15 | 2012-07-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zum generativen Herstellen eines Bauelements mit einer integrierten Dämpfung für eine Strömungsmaschine und generativ hergestelltes Bauelement mit einer integrierten Dämpfung für eine Strömungsmaschine |
US8906181B2 (en) * | 2011-06-30 | 2014-12-09 | United Technologies Corporation | Fan blade finishing |
GB201115485D0 (en) | 2011-09-08 | 2011-10-26 | Rolls Royce Plc | An aerofoil assembly |
US8734925B2 (en) * | 2011-10-19 | 2014-05-27 | Hexcel Corporation | High pressure molding of composite parts |
FR2981700B1 (fr) * | 2011-10-24 | 2016-08-26 | Snecma Propulsion Solide | Dispositif de fixation d'une piece creuse |
US11035238B2 (en) | 2012-06-19 | 2021-06-15 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil including adhesively bonded shroud |
US9441496B2 (en) * | 2012-09-26 | 2016-09-13 | United Technologies Corporation | Structural guide vane internal topology |
US9527262B2 (en) * | 2012-09-28 | 2016-12-27 | General Electric Company | Layered arrangement, hot-gas path component, and process of producing a layered arrangement |
US9534498B2 (en) | 2012-12-14 | 2017-01-03 | United Technologies Corporation | Overmolded vane platform |
US9003657B2 (en) * | 2012-12-18 | 2015-04-14 | General Electric Company | Components with porous metal cooling and methods of manufacture |
US9777584B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-10-03 | Rolls-Royce Plc | Outboard insertion system of variable guide vanes or stationary vanes |
GB201306123D0 (en) * | 2013-04-05 | 2013-05-22 | Rolls Royce Plc | Vane assembly and method of making the same |
US9845162B2 (en) * | 2013-05-03 | 2017-12-19 | The Boeing Company | Protective finish for wing tip devices |
US9840929B2 (en) * | 2013-05-28 | 2017-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine vane assembly and method of mounting same |
JP6167677B2 (ja) * | 2013-06-06 | 2017-07-26 | 株式会社Ihi | ファンにおける翼及びファン |
FR3008639B1 (fr) * | 2013-07-18 | 2015-08-07 | Snecma | Procede d'assemblage de pieces de turbomachine et ensemble mis en œuvre lors d'un tel procede |
FR3010047B1 (fr) * | 2013-09-04 | 2017-03-31 | Snecma | Structure de liaison moteur-nacelle a platine a vis |
GB201316731D0 (en) | 2013-09-20 | 2013-11-06 | Rolls Royce Plc | Manufacture of hollow aerofoil |
DE102013219774A1 (de) * | 2013-09-30 | 2015-04-02 | MTU Aero Engines AG | Schaufel für eine Gasturbine |
US10408224B2 (en) * | 2014-01-23 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Fan blades with abrasive tips |
US10822970B2 (en) * | 2014-11-06 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine structural guide vanes |
WO2016090405A1 (fr) * | 2014-12-08 | 2016-06-16 | Peter John Murdoch | Procédé de formation d'un composant composite métallique à fibres |
EP3750798B1 (fr) * | 2017-07-13 | 2022-02-09 | Ratier-Figeac SAS | Protection de composants d'hélice |
US11073027B2 (en) * | 2018-05-17 | 2021-07-27 | Raytheon Technologies Corporation | Mold tool and methods for airfoil bonding |
FR3097452B1 (fr) * | 2019-06-20 | 2021-05-21 | Safran Aircraft Engines | Procédé de revêtement d’une aube de redresseur de turbomachine, aube de redresseur associée |
CN110439630B (zh) * | 2019-08-12 | 2022-07-29 | 航天材料及工艺研究所 | 一种变厚度复合材料静子叶片及其成型方法 |
US20240200461A1 (en) * | 2022-12-20 | 2024-06-20 | Raytheon Technologies Corporation | Contour weaves for interwoven vanes |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB778685A (en) * | 1953-11-20 | 1957-07-10 | Bristol Aircraft Ltd | Improvements in or relating to the construction and manufacture of aerofoils and thelike |
US3357850A (en) * | 1963-05-09 | 1967-12-12 | Gen Electric | Vibration damping turbomachinery blade |
US3365124A (en) * | 1966-02-21 | 1968-01-23 | Gen Electric | Compressor structure |
US3627443A (en) * | 1968-09-04 | 1971-12-14 | Daimler Benz Ag | Turbine blade |
US3695778A (en) * | 1970-09-18 | 1972-10-03 | Trw Inc | Turbine blade |
US4221539A (en) * | 1977-04-20 | 1980-09-09 | The Garrett Corporation | Laminated airfoil and method for turbomachinery |
EP0017567A1 (fr) * | 1979-04-04 | 1980-10-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Dispositif de fixation d'aubes sur un rotor de compresseur pour turboréacteur |
US4273601A (en) * | 1977-10-31 | 1981-06-16 | Structural Composites Industries, Inc. | Method for the production of elongated resin impregnated filament composite structures |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2641439A (en) * | 1947-10-01 | 1953-06-09 | Chrysler Corp | Cooled turbine or compressor blade |
US3132841A (en) * | 1958-05-12 | 1964-05-12 | Gen Motors Corp | Compressor blade and manufacture thereof |
US3058202A (en) * | 1958-06-27 | 1962-10-16 | Edward A Stalker | Method of making hollow blades for compressors, turbines, and the like |
US3442442A (en) * | 1966-12-02 | 1969-05-06 | Gen Electric | Mounting of blades in an axial flow compressor |
GB1158238A (en) * | 1968-06-27 | 1969-07-16 | Rolls Royce | Blade Assembly for a Fluid Flow Machine. |
US3623204A (en) * | 1970-02-02 | 1971-11-30 | Gen Motors Corp | Method of fabricating hollow gas turbine blades |
US3886647A (en) * | 1971-07-07 | 1975-06-03 | Trw Inc | Method of making erosion resistant articles |
US3799701A (en) * | 1972-02-28 | 1974-03-26 | United Aircraft Corp | Composite fan blade and method of construction |
US3903578A (en) * | 1972-02-28 | 1975-09-09 | United Aircraft Corp | Composite fan blade and method of construction |
US3981616A (en) * | 1974-10-22 | 1976-09-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Hollow composite compressor blade |
US4301584A (en) * | 1980-01-31 | 1981-11-24 | United Technologies Corporation | Method of forming fiber and metal matrix composite |
DE3113079C2 (de) * | 1981-04-01 | 1985-11-21 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Aerodynamischer Groß-Flügel und Verfahren zu dessen Herstellung |
DE3151413A1 (de) * | 1981-12-24 | 1983-07-14 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | "schaufel einer stroemungsmaschine, insbesondere gasturbine" |
JPS58214602A (ja) * | 1982-06-07 | 1983-12-13 | Hitachi Ltd | タ−ビンノズル翼 |
-
1984
- 1984-02-13 US US06/579,631 patent/US4594761A/en not_active Expired - Lifetime
-
1985
- 1985-02-04 GB GB08502795A patent/GB2154287B/en not_active Expired
- 1985-02-06 FR FR8501667A patent/FR2559423B1/fr not_active Expired
- 1985-02-08 DE DE19853504377 patent/DE3504377A1/de not_active Ceased
- 1985-02-12 JP JP60023690A patent/JPS60204903A/ja active Granted
- 1985-02-13 IT IT19492/85A patent/IT1183343B/it active
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB778685A (en) * | 1953-11-20 | 1957-07-10 | Bristol Aircraft Ltd | Improvements in or relating to the construction and manufacture of aerofoils and thelike |
US3357850A (en) * | 1963-05-09 | 1967-12-12 | Gen Electric | Vibration damping turbomachinery blade |
US3365124A (en) * | 1966-02-21 | 1968-01-23 | Gen Electric | Compressor structure |
US3627443A (en) * | 1968-09-04 | 1971-12-14 | Daimler Benz Ag | Turbine blade |
US3695778A (en) * | 1970-09-18 | 1972-10-03 | Trw Inc | Turbine blade |
US4221539A (en) * | 1977-04-20 | 1980-09-09 | The Garrett Corporation | Laminated airfoil and method for turbomachinery |
US4273601A (en) * | 1977-10-31 | 1981-06-16 | Structural Composites Industries, Inc. | Method for the production of elongated resin impregnated filament composite structures |
EP0017567A1 (fr) * | 1979-04-04 | 1980-10-15 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Dispositif de fixation d'aubes sur un rotor de compresseur pour turboréacteur |
Cited By (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2680384A1 (fr) * | 1991-08-13 | 1993-02-19 | Plastiremo | Couronne d'aubage a montage simplifie et aube pour sa realisation. |
EP0680875A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-08 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor arrière et stator redresseur carénés pour hélicoptère |
EP0680874A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-08 | Eurocopter France | Aube de redresseur pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés d'hélicoptère |
FR2719553A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-10 | Eurocopter France | Dispositif anti-couple à rotor arrière et stator redresseur carénés pour hélicoptère. |
FR2719552A1 (fr) * | 1994-05-04 | 1995-11-10 | Eurocopter France | Aube de redresseur pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés d'hélicoptère. |
CN1060732C (zh) * | 1994-05-04 | 2001-01-17 | 法兰西欧洲科普特公司 | 直升机用带有管道尾桨和管道整流静子的反扭装置 |
EP0686554A1 (fr) * | 1994-06-10 | 1995-12-13 | EUROCOPTER FRANCE, Société Anonyme dite: | Aube de redresseur en composite, redresseur la comportant, pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et leur procédé de fabrication |
FR2721000A1 (fr) * | 1994-06-10 | 1995-12-15 | Eurocopter France | Aube de redresseur en composite, redresseur la comportant, pour dispositif anti-couple à rotor et stator redresseur carénés, et leur procédé de fabrication. |
US5791879A (en) * | 1996-05-20 | 1998-08-11 | General Electric Company | Poly-component blade for a gas turbine |
US6139278A (en) * | 1996-05-20 | 2000-10-31 | General Electric Company | Poly-component blade for a steam turbine |
EP0808990A1 (fr) * | 1996-05-20 | 1997-11-26 | General Electric Company | Aube à poly-composites pour turbines à gaz |
WO2010122053A1 (fr) * | 2009-04-22 | 2010-10-28 | Snecma | Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef comprenant des bras structuraux de raccord a fonctions mecanique et aerodynamique dissociees |
FR2944839A1 (fr) * | 2009-04-22 | 2010-10-29 | Snecma | Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef comprenant des bras structuraux de raccord a fonctions mecanique et aerodynamique dissociees |
FR3057295A1 (fr) * | 2016-10-12 | 2018-04-13 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une plate-forme et une pale assemblees |
US10584720B2 (en) | 2016-10-12 | 2020-03-10 | Safran Aircraft Engines | Vane comprising an assembled platform and blade |
FR3074219A1 (fr) * | 2017-11-30 | 2019-05-31 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et moyens de maintien. |
WO2021048508A1 (fr) | 2019-09-13 | 2021-03-18 | Safran | Dispositif de fabrication d'une piece creuse |
FR3100741A1 (fr) * | 2019-09-13 | 2021-03-19 | Safran | Dispositif de fabrication d’une piece creuse |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2559423B1 (fr) | 1987-01-16 |
GB2154287A (en) | 1985-09-04 |
US4594761A (en) | 1986-06-17 |
JPH0427365B2 (fr) | 1992-05-11 |
IT8519492A0 (it) | 1985-02-13 |
IT1183343B (it) | 1987-10-22 |
JPS60204903A (ja) | 1985-10-16 |
GB2154287B (en) | 1988-04-20 |
DE3504377A1 (de) | 1985-08-14 |
GB8502795D0 (en) | 1985-03-06 |
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