FR2664941A1 - Ailette a plan aerodynamique perfectionne et procede de fabrication. - Google Patents

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Abstract

On décrit une ailette (10) à plan aérodynamique (12) et son procédé de fabrication, l'ailette ayant une plus grande tolérance aux avaries provoquées par les chocs. L'ailette comprend une multitude de couches de stratifié composite enfermant au moins une couche d'un agent de liaison non rigide. L'agent élastique de liaison permet un mouvement relatif entre les couches adjacentes, autorisant la charge des stratifiés jusqu'à son plein potentiel d'allongement et donc réduisant la charge due aux chocs normalement transférée aux stratifiés adjacents par un matériau de liage en époxy thermodurcissable. Dans un mode de réalisation, le matériau élastique est placé sélectivement entre des couches de stratifiés à des emplacements prédéterminés différents de l'ailette. On peut coudre l'ailette pour conférer un support supplémentaire de couche à couche en utilisant un cordage synthétique, par exemple en polyamide aéromatique. Application aux ailettes des soufflantes et des moteurs à hélice.

Description

ï La présente invention concerne des ailettes pour machines fluidiques et,
plus particulièrement, une ailette en stratifiés constitués d'un matériau composite non métallique, encastrés dans une matrice de résine présentant une meilleure aptitude à tolérer le choc des corps étrangers. Les ailettes des soufflantes des moteurs à hélice et à turbine à gaz, en matériaux composites tels que le graphite ou la fibre de verre, sont considérées comme souhaitables pour remplacer les ailettes métalliques Ces matériaux
composites présentent une meilleure caractéristique de résis-
tance mécanique et sont sensiblement plus légers que leurs contreparties métalliques Cependant, un domaine dans lequel les ailettes en composite ne sont pas aussi satisfaisantes que les ailettes métalliques est celui de leur résistance au choc des corps étrangers L'ailette en composite lorsqu'elle subit un choc a tendance à se délaminer, principalement à
l'interface entre le stratifié et la résine.
En général, on fabrique une ailette composite en liant ensemble une multitude de stratifés de filaments sensiblement parallèles Les procédés classiques qu'on peut appliquer aux ailettes consistent à utiliser des fibres d'élasticité élevée et des résines durcies Alors que ces procédés permettent 2 - d'accroître la résistance de l'ailette aux endommagements provoqués par les corps étrangers, ils n'augmentent pas l'aptitude de l'ailette à empêcher le délaminage Chaque stratifié est constitué d'une seule couche d'éléments de fibres généralement longitudinaux Les stratifiés sont réunis ensemble au moyen d'une matrice de résine Lorsque la structure est soumise à une charge perpendiculaire au sens du laminage, celle-ci doit être transférée dans le sens de l'épaisseur de la structure par les forces de cisaillement agissant dans le système de résine La résine est plus faible en matière de cisaillement que la fibre et par conséquent
constitue un lien faible dans la structure en cas d'applica-
tion de charges transversales De plus, la résine est cassante par nature et ne s'allonge pas mais se rompt Les charges provoquées par les chocs dus aux oiseaux, au givre, ou à d'autres corps étrangers se traduisent par une charge transversale très élevée pour les couches des fibres des ailettes, ce qui se traduit par la rupture de l'ailette La construction d'une ailette et son traitement introduisent aussi des zones qui sont sujettes au délaminage sous l'effet des chocs On trouve généralement ces zones entre les stratifiés ou entre les stratifiés et les fibres, les supports, et les longerons o il y a une variation importante de la capacité en matière de résistance mécanique ou de cisaillement La figure 1 représente une zone typique de transition dans laquelle deux couches superposées 8, 9 d'un stratifié unidirectionnel de haute résistance mécanique font la transition avec une toile 7 et créent une interface de
transition pour des charges élevées.
Une solution proposée pour supporter les charges dues aux chocs consiste à contruire l'ailette en matériaux à matrice présentant une résistance aux chocs plus élevée (plus tenace) Ces matériaux augmentent grandement le seuil pour l'amorçage du délaminage mais n'empêchent pas la propagation du délaminage Les matériaux eux-mêmes sont plus difficiles à -3-
traiter à cause des additifs de durcissement.
La présente invention a pour objet un procédé et un
dispositif qui permettent d'empêcher les inconvénients provo-
qués par la propagation du délaminage dans des ailettes en matériaux composites lors des chocs. La présente invention a pour autre objet de conférer une capacité plus grande à une ailette d'hélice pour lui permettre de supporter l'énergie élevée des chocs dus aux corps étrangers (seuil de délaminage, c'est-à-dire dureté plus grande) et en outre de prévoir l'intégrité de l'ailette
dès le commencement du délaminage (empêchement de la propaga-
tion du délaminage).
En général, on atteint les objets précédents ainsi que d'autres objets dans une ailette à plan aérodynamique en composite, comprenant une multitude de couches d'un stratifié composite qui incorpore dans des zones présélectionnées des couches en alternance d'un matériau de liage élastique Dans un mode de réalisation, l'ailette peut être cousue dans les zones aux couches alternées avec un fil élastique, de résistance mécanique élevée, pour relier les couches avant le moulage de l'ailette Dans un autre mode de réalisation, les stratifiés peuvent être tressés dans une matrice à trois dimensions et une résine peut être injectée dans la matrice en utilisant un moulage par transfert de résine Le tressage des stratifiés augmente la capacité de résistance aux chocs en utilisant les éléments en fibres de base Certains stratifiés en fibres présentent des propriétés sensiblement différentes par rapport à leurs stratifiés adjacents; pour ces sections, une couche plus élastique d'adhésif est placée entre les stratifiés pour procéder au transfert de la charge
et à sa distribution.
La suite de la description se réfère aux figures
annexées qui représentent respectivement:
figure 1, deux couches superposées de matériau compo-
site dans un motif alterné et une couche intermédiaire de 4 - fibres d'étoffe pour faire la transition entre les couches en composite et un élément rapporté d'ailette; figure 2, une vue en plan d'un mode de réalisation d'une ailette à plan aérodynamique avec laquelle on peut utiliser la présente invention; figure 3, une vue en coupe prise le long de la ligne 3-3 de la figure 2, indiquant la construction de l'ailette selon la présente invention; figure 4, une vue à grande échelle de la zone 28 de la figure 3; figure 5, une variante de réalisation de l'ailette de la figure 2, représentant l'emploi de la couture pour aider à empêcher le délaminage des couches de l'ailette; figure 6, une vue en coupe de la figure 5 prise le long de la ligne 6-6; figure 7, une vue en coupe de la figure 5 prise le long de la ligne 7-7, et figure 8, une vue à grande échelle de la zone 36 de la
figure 7.
En figure 2 on a représenté un mode de réalisation d'une ailette 10 de soufflante avec laquelle on peut utiliser la présente invention La référence faite ici à une "ailette de soufflante" s'entend comme une expression synonyme et interchangeable avec les termes "soufflante" ou "hélice" En outre, alors que la présente invention est décrite en ce qui concerne une ailette d'hélice de soufflante, elle s'applique également à d'autres types d'ailettes à plan aérodynamique, telles que les ailettes pour soufflantes canalisées et non canalisées et les ailettes des compresseurs dans des moteurs à turbine à gaz L'ailette 10 comporte une section 12 à plan
aérodynamique, présentant une extrémité 14 et une racine 16.
Le plan aérodynamique 12 comporte une surface d'attaque 22 et une surface arrière 20 L'ailette 10 est constituée d'une multitude de stratifiés en composite de fibres continues qui sont encastrées dans la matière d'une matrice Dans le mode
de réalisation représenté, les fibres continues des strati-
fiés composites s'étendent sur la totalité du plan aérodyna-
mique entre la surface d'attaque 22 et la surface arrière 20, s'étendant à partir de la racine 16 jusqu'à l'extrémité 14, constituant une ailette d'hélice en flèche Les surfaces définies par les bords 22, 20, 14 et 16 constituent la surface 18 du côté pressurisé du plan aérodynamique et la surface 24 du côté aspiration de ce plan Dans certains modes de réalisation, les surfaces 18 et 24 forment une enveloppe
composite dans laquelle un longeron 26 d'ailette en mousse/-
métal peut être inséré et lié aux stratifiés intérieurs pour le façonnage de l'ailette ou pour fournir un attachement
structurel pour le moyeu de l'ailette.
En général, les fibres d'un stratifié composite sont unidirectionnelles, côte-à-côte, parallèles, et encastrées dans un matériau à matrice semi-ductile, de faible résistance mécanique, de faible module, qui transfère et localise l'effet de la défaillance d'une fibre en procédant à la redistribution entre les fibres adjacentes de la charge proche de la fibre défaillante Les fibres ont un module d'élasticité compris entre environ 69 x 109 Pa pour le verre et environ 303 x 109 Pa pour le graphite moderne Des fibres typiques sont constituées de graphite, de bore ou de verre S. Les fibres de graphite avec un module d'élasticité de 303 x 109 Pa ont la préférence Une fibre de module plus élevé et par conséquent présentant une résistance mécanique plus grande permet de mieux tenir compte de la géométrie, par exemple d'un balayage élevé ou d'une faible épaisseur du bord La matière de la matrice est généralement une résine
thermodurcissable, mais pourrait être une résine thermoplas-
tique. Les stratifiés peuvent être mis en couche, les fibres de chaque couche étant alignées dans un motif alterné, par exemple de -45 , 0 , + 450, O , par rapport à l'axe de référence Deux couches consécutives peuvent être placées 6 - suivant le même angle Cette forme de mise en couche produit une ailette aéroélastiquement stable avec des modes de vibration bien accordés La figure 1 représente deux couches 8, 9 adjacentes qui forment un motif alterné Les fibres peuvent être tressées en trois dimensions de sorte que certaines fibres pénètrent des couches intermédiaires des
composites pour augmenter la résistance au délaminage.
Les ailettes composites peuvent être réalisées sous forme d'ailettes en composite solide ou incorporer des éléments rapportés en mousse, creux, ou autres éléments rapportés de manière à réduire le poids, et/ou des éléments rapportés en métal pour augmenter la résistance ou fournir un moyen pour la connexion d'un moyeu d'ailette L'étoffe 7 de la figure 1 peut être une couche de transition avec un élement rapporté en mousse, un longeron ou la surface
extérieure de l'ailette.
En figure 3 on a représenté une vue en coupe de l'ailette de la figure 2 prise le long de la ligne 3-3 de cette figure On peut voir que l'ailette 10 comprend une multitude de stratifiés 30, qui peuvent être des couches de stratifié telles que les couches 8, 9 de la figure 1 Les
stratifiés 30 sont liés ensemble dans une matrice d'époxy 32.
Dans l'ailette selon la présente invention, les stratifiés 30
sont liés par une matière adhésive, dans des zones sélection-
nées, qui n'est pas rigide De préférence, la matière est quelque peu élastique Des matériaux de liaison appropriés peuvent être des agents de liaison thermoplastiques ou thermodurcissables tels que le polyuréthane ou des matériaux similaires ayant une caractéristique semblable à celle du caoutchouc, c'est-à-dire une matière qui peut être allongée sans se rompre La figure 4 est une vue agrandie de la zone
28 de la figure 3 et représente mieux les couches intermé-
diaires de mastic 32 en matériau élastique entre les stratifiés 30 Les couches 32 ne sont pas plus épaisses que les stratifiés 30 En général, les stratifiés ont une -7 - épaisseur d'environ 0,25 mm mais celle-ci peut varier entre 0,15 et 0,5 mm La matière élastique des couches 32 est de
préférence placée entre les stratifiés 30 pendant le proces-
sus de superposition des couches de l'ailette On peut déterminer les emplacements sélectionnés par des tests destructifs du plan aérodynamique, par exemple en faisant tomber un objet sur l'ailette ou en faisant appel à des techniques analytiques L'utilisation des couches élastiques 32 permet d'augmenter la capacité de l'ailette de la soufflante à supporter des chocs plus grands sans délaminage, mais n'empêche pas la propagation du délaminage dès que
celui-ci est amorcé.
Un procédé dont on a constaté qu'il empêchait la propagation du délaminage constite à coudre ensemble les couches des stratifiés La figure 5 représente l'ailette de la figure 2 dans laquelle la couture est indiquée par les lignes 34 en tirets On peut utiliser un fil synthétique de haute résistance mécanique pour coudre ensemble les couches des stratifiés dans des endroits sélectionnés avant de procéder à la liaison ou au moulage final de l'ailette La seule couture peut ne pas augmenter l'aptitude de l'ailette à empêcher l'amorce du délaminage (local), mais elle augmentera
l'aptitude de l'ailette à empêcher la propagation du délami-
nage provoqué par un stimulus extérieur tel que les vibra-
tions de l'ailette La couture augmente aussi grandement la capacité à absorber les chocs plus importants que ceux provoquant l'amorce du délaminage sans nouveau délaminage Un matériau recommandé pour le fil synthétique est du polyamide aromatique. On doit utiliser la couture de façon très judicieuse dans les ailettes d'une soufflante ou d'une hélice Au point de vue du maintien, les chocs moyens loiseaux de faible corpulence jusqu'à une forte corpulence ( 150 g à 1 kg)l doivent être absorbés sans provoquer un endommagement ou en provoquant un endommagement qui ne créera pas une défaillance secondaire dans le temps Pour les chocs importants, 2 à 4 kg, la sécurité est extrêmement importante Pour les systèmes à rotor ouvert, les chocs importants ne doivent pas provoquer la libération de toute la pièce, ce qui provoquerait d'autres avaries Par conséquent, le délaminage de l'ailette dans ces circonstances est souhaitable Pendant l'événement, l'énergie est absorbée par le délaminage de la structure en fonction du déchirement potentiel de l'ailette, se traduisant par la libération d'un grand segment d'ailette La couture est utile pour empêcher le délaminage lors d'occurrence du type banal, qui ne présente que le risque d'endommager le bord d'attaque 22 de l'ailette, son bord arrière 24, et la zone 14 de son extrémité La couture n'est pas souhaitable à travers le corps principal du plan aérodynamique de l'ailette, de façon que le délaminage qu'on vient de mentionner puisse se produire dans les situations o la charge due aux chocs doit être absorbée dans le but d'empêcher la libération de la
totalité de l'ailette ou de l'ensemble à ailettes.
La figure 6 est une vue en coupe prise le long de la ligne 6-6 de la figure 5 et représente la disposition de la couture ou des fils 34 à travers l'ailette La figure 7 est une vue en coupe prise le long de la ligne 7-7 de la figure 5 et représente également la formation de la couture dans l'ailette 10 La figure 8 est une vue agrandie de la zone représentée en 36 de la figure 7, indiquant les couches 30 du stratifié, les couches 32 de la matrice semi-conductile, et la couture 34 Pour des ailettes 10 dans lesquelles on utilise la couture dans le but d'empêcher la propagation du délaminage, elles peuvent être liées ensemble après couture
en utilisant un moulage par injection ou par compression.
Le moulage par compression ou le moulage en autoclave et par injection ou le moulage par transfert de résine peuvent être utilisés pour exécuter les procédés décrits, bien que le moulage par transfert de résine soit le procédé ayant la préférence pour lier l'ailette en utilisant le
procédé de la couture.
9 -

Claims (8)

REVENDICATIONS
1 Ailette ( 10) à plan aérodynamique ( 12), caractéri-
sée en ce qu'elle comprend: une multitude de couches superposées d'une matière composite non métallique; et au moins une couche d'une matière non rigide ( 32), placée entre des couches adjacentes de stratifiés composites ( 30) à des zones présélectionnées de l'ailette, de sorte que ladite ailette comprend des couches alternées de stratifiés
composites et de matière non rigide dans lesdites zones.
2 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend une multitude de couches d'une matière de liaison non rigide, placée sélectivement entre des couches de stratifiés. 3 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite matière composite est choisie dans le groupe
comprenant les matériaux composites en graphite, les maté-
riaux composites en verre, et les matériaux composites en bore. 4 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite matière élastique est une unité de liaison
thermoplastique ou thermodurcissable.
Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend une multitude de rangées d'un fil flexible ( 34) cousu à travers elle et interconnectant la
multitude de couches.
6 Ailette selon la revendication 4, caractérisée en
ce que le fil est en polyamide aromatique.
7 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce que les couches de matière composite comprennent des
fibres tressées en trois dimensions, avec des fibres péné-
trant les couches intermédiaires.
8 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce que les couches élastiques comprennent une matière résineuse déposée sur lesdites couches de matière composite -
avant la mise en place desdites couches sur les premières.
9 Ailette selon la revendication 1, caractérisée en ce que chacune des couches ( 30) en matière composite a une
épaiseur comprise entre environ 0,15 et 0,5 mm.
10 Ailette selon la revendication 8, caractérisée en ce que les couches élastiques ( 32) ne sont pas plus épaisses
que les couches en matière composite.
11 Procédé pour la fabrication d'une ailette à plan aérodynamique, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à: superposer en alternance une multitude de couches ( 30) d'une matière composite non métallique et au moins une couche ( 32) d'une matière de liaison élastique dans des zones présélectionnées; et coudre les couches de matière composite et de matière
élastique afin de créer une ailette préformée ( 10).
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SE (1) SE9102142L (fr)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2718101A1 (fr) * 1994-04-05 1995-10-06 Mtu Muenchen Gmbh Pale selon un mode de fabrication composite à base de fibres ayant un profil protecteur en cas de rencontrre de corps étrangers, blocs de glace, oiseaux ou autres.
FR2732406A1 (fr) * 1995-03-29 1996-10-04 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite
EP2415585A1 (fr) * 2010-08-06 2012-02-08 Rolls-Royce plc Matériau composite et procédé
WO2014130131A3 (fr) * 2012-12-10 2014-11-27 General Electric Company Fixation d'un article composite
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4621980A (en) * 1984-09-19 1986-11-11 United Technologies Corporation Fiber reinforced composite spar for a rotary wing aircraft
FR2684719B1 (fr) * 1991-12-04 1994-02-11 Snecma Aube de turbomachine comprenant des nappes de materiau composite.
US7575417B2 (en) * 2003-09-05 2009-08-18 General Electric Company Reinforced fan blade
GB0428368D0 (en) 2004-12-24 2005-02-02 Rolls Royce Plc A composite blade
US7600978B2 (en) * 2006-07-27 2009-10-13 Siemens Energy, Inc. Hollow CMC airfoil with internal stitch
US7785068B2 (en) * 2007-05-17 2010-08-31 General Electric Company Steam turbine exhaust hood and method of fabricating the same
US20100284810A1 (en) * 2009-05-07 2010-11-11 General Electric Company Process for inhibiting delamination in a bend of a continuous fiber-reinforced composite article
US9096316B2 (en) 2012-02-01 2015-08-04 Textron Innovations Inc. Optimized core for a structural assembly
US9309772B2 (en) 2013-02-22 2016-04-12 General Electric Company Hybrid turbine blade including multiple insert sections
GB201418581D0 (en) * 2014-10-20 2014-12-03 Rolls Royce Plc Composite component
US9878501B2 (en) 2015-01-14 2018-01-30 General Electric Company Method of manufacturing a frangible blade
JP2018508684A (ja) * 2015-01-14 2018-03-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 脆弱部を有する複合材料製の翼形部
US9828862B2 (en) 2015-01-14 2017-11-28 General Electric Company Frangible airfoil
CN104743099B (zh) * 2015-03-26 2017-09-12 北京勤达远致新材料科技股份有限公司 一种飞机用三维编织复合材料螺旋桨叶片及其制备方法
CN104802982B (zh) * 2015-04-22 2016-10-12 北京航空航天大学 三维编织复合材料整体成型旋翼桨叶及其制作方法
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
CN106226172A (zh) * 2016-08-31 2016-12-14 云南省交通规划设计研究院 一种根土复合体原位剪切试验装置及应用方法
JP2018066289A (ja) * 2016-10-18 2018-04-26 株式会社Ihi ファン動翼及びその製造方法
EP3318484B1 (fr) 2016-11-08 2020-07-08 Ratier-Figeac SAS Pale d'hélice et longeron renforcés
EP3318483B1 (fr) 2016-11-08 2020-12-30 Ratier-Figeac SAS Pale d'hélice renforcée
EP3321178B1 (fr) * 2016-11-10 2020-02-26 Ratier-Figeac SAS Pale d'hélice et longeron renforcés
US11608158B1 (en) * 2022-07-25 2023-03-21 Joon Bu Park Negative Poisson's ratio materials for propellers and turbines

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1320539A (en) * 1970-12-10 1973-06-13 Secr Defence Aerofoil-shaped blade for a fluid flow machine
GB1328167A (en) * 1971-06-18 1973-08-30 Rolls Royce Rotor blade for a gas turbine engine
FR2195255A5 (fr) * 1972-08-04 1974-03-01 Snecma
GB1500776A (en) * 1976-04-08 1978-02-08 Rolls Royce Fibre reinforced composite structures
FR2476766A1 (fr) * 1980-02-27 1981-08-28 Gen Electric Ensemble pales-disque en materiau composite et fait d'une seule piece
EP0366979A2 (fr) * 1988-11-01 1990-05-09 Cytec Technology Corp. Couche intercalée améliorée dans des composites laminées plastiques renforcées de fibres

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB647147A (en) * 1945-11-05 1950-12-06 Hartzell Industries Improvements in and relating to screw propellers, in particular, to screw propellersfor aircraft
GB1199735A (en) * 1967-05-16 1970-07-22 Rolls Royce Laminated Composite Material
US4000956A (en) * 1975-12-22 1977-01-04 General Electric Company Impact resistant blade
JPS5332408A (en) * 1976-09-06 1978-03-27 Seibu Denki Kogyo Kk Vanes for fans
US4108572A (en) * 1976-12-23 1978-08-22 United Technologies Corporation Composite rotor blade
US4426193A (en) * 1981-01-22 1984-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Impact composite blade
JPS57190892A (en) * 1981-05-20 1982-11-24 Sun Aluminium Ind Manufacture of light shielding blade material
US4594761A (en) * 1984-02-13 1986-06-17 General Electric Company Method of fabricating hollow composite airfoils
US4810167A (en) * 1986-12-08 1989-03-07 Hartzell Propeller Inc. Composite aircraft propeller blade
GB2239214B (en) * 1989-12-23 1993-11-03 Rolls Royce Plc A sandwich structure and a method of manufacturing a sandwich structure

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1320539A (en) * 1970-12-10 1973-06-13 Secr Defence Aerofoil-shaped blade for a fluid flow machine
GB1328167A (en) * 1971-06-18 1973-08-30 Rolls Royce Rotor blade for a gas turbine engine
FR2195255A5 (fr) * 1972-08-04 1974-03-01 Snecma
GB1500776A (en) * 1976-04-08 1978-02-08 Rolls Royce Fibre reinforced composite structures
FR2476766A1 (fr) * 1980-02-27 1981-08-28 Gen Electric Ensemble pales-disque en materiau composite et fait d'une seule piece
EP0366979A2 (fr) * 1988-11-01 1990-05-09 Cytec Technology Corp. Couche intercalée améliorée dans des composites laminées plastiques renforcées de fibres

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2718101A1 (fr) * 1994-04-05 1995-10-06 Mtu Muenchen Gmbh Pale selon un mode de fabrication composite à base de fibres ayant un profil protecteur en cas de rencontrre de corps étrangers, blocs de glace, oiseaux ou autres.
FR2732406A1 (fr) * 1995-03-29 1996-10-04 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite
US5672417A (en) * 1995-03-29 1997-09-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbomachine blade made of composite material
EP2415585A1 (fr) * 2010-08-06 2012-02-08 Rolls-Royce plc Matériau composite et procédé
US8920115B2 (en) 2010-08-06 2014-12-30 Rolls-Royce Plc Composite material and method
WO2014130131A3 (fr) * 2012-12-10 2014-11-27 General Electric Company Fixation d'un article composite
CN104838091A (zh) * 2012-12-10 2015-08-12 通用电气公司 复合材料制品的附件
CN104838091B (zh) * 2012-12-10 2016-12-07 通用电气公司 复合材料制品的附件
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article
US9797257B2 (en) 2012-12-10 2017-10-24 General Electric Company Attachment of composite article

Also Published As

Publication number Publication date
ITMI911655A1 (it) 1992-12-17
GB2249592A (en) 1992-05-13
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ITMI911655A0 (it) 1991-06-17
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