FR2725240A1 - Ailette en materiau composite, notamment pour des turbomoteurs - Google Patents

Ailette en materiau composite, notamment pour des turbomoteurs Download PDF

Info

Publication number
FR2725240A1
FR2725240A1 FR9511369A FR9511369A FR2725240A1 FR 2725240 A1 FR2725240 A1 FR 2725240A1 FR 9511369 A FR9511369 A FR 9511369A FR 9511369 A FR9511369 A FR 9511369A FR 2725240 A1 FR2725240 A1 FR 2725240A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
composite material
fin
aerodynamic part
material according
coating
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.)
Granted
Application number
FR9511369A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2725240B1 (fr
Inventor
Kerry William Quinn
Bruce Clark Busbey
Stephen Jude Szpunar
Iii Sidney Baker Elston
James William Tucker
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of FR2725240A1 publication Critical patent/FR2725240A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2725240B1 publication Critical patent/FR2725240B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'ailette en matériau composite selon la présente invention comprend une partie aérodynamique en profil d'aile (12) formée d'un matériau composite et s'étendant dans le sens de la corde depuis un bord d'attaque (16) jusqu'à un bord de fuite (18) et dans le sens de l'envergure depuis une emplanture (20) jusqu'à un bout (22), et une région superficielle renforcée (30) recouverte d'un revêtement métallique (34), ladite région s'étendant sur une portion de ladite partie aérodynamique dans le sens de la corde depuis ledit bord de fuite vers ledit bord d'attaque et dans le sens de l'envergure depuis ledit bout vers ladite emplanture.

Description

La présente invention concerne des ailettes en matériau composite
utilisées dans des turbomoteurs et elle a trait, plus particulièrement, au renforcement du bord de fuite des ailettes de soufflante formées d'un matériau composite et
présentant de larges cordes.
On fait actuellement de grands efforts pour remplacer les ailettes et les aubes métalliques relativement lourdes des machines à écoulement de fluide, telles que les soufflantes des turbomoteurs et les compresseurs, par des ailettes et des aubes en matériaux composites plus légers. Ces efforts ont abouti à la mise au point d'ailettes et d'aubes en matériau composite comportant de longs filaments à forte résistance mécanique intégrés dans une matrice de faible poids. Dans les conceptions d'avions et de moteurs d'avions, on s'efforce, d'une façon continue, à obtenir une réduction de poids et un plus grand rendement. D'autres facteurs qui influent sur la conception des avions et des moteurs sont les coûts et les dimensions, y compris l'entretien de l'avion et des moteurs. Une demande accrue dans ces domaines a conduit à la réalisation d'avions de grande taille, ce qui exige soit une plus grande poussée des moteurs, soit des moteurs supplémentaires. On peut obtenir une réduction des coûts initiaux et d'exploitation en accroissant la taille des moteurs et en augmentant leur capacité de poussée ainsi que le rendement de la consommation en carburant plutôt qu'en augmentant le nombre des moteurs sur un avion particulier. Actuellement, on conçoit des avions de plus grande taille de manière qu'ils utilisent un nombre de moteurs plus faible qu'autrefois, par exemple un avion conçu pour utiliser deux moteurs dont chacun présente une possibilité de poussée d'environ 45. 300 kilos (100.000 livres). Toutefois, à mesure que les moteurs deviennent plus grands, la réduction du poids prend une importance capitale, car tous les composants du moteur
doivent augmenter de dimension.
Les moteurs commerciaux de forte poussée de la nouvelle génération sont conçus et réalisés avec des diamètres de soufflante compris entre 2, 54 m et 3,15 m (entre 100 pouces et 124 pouces). Les soufflantes de diamètre accru utilisent des ailettes plus longues avec des cordes plus larges pour un rendement plus grand. Les ailettes classiques en titane, à cordes étroites, présentent une corde - laquelle est la dimension en ligne droite axiale entre le bord de fuite et le bord d'attaque de la partie aérodynamique en profil d'aile - ayant une dimension comprise entre 20,3 et 30,5cm (entre 8 et 12 pouces). Les ailettes de soufflantes à larges cordes pour les moteurs de plus grande dimension présentent à leur extrémité des cordes comprises entre environ 51,8 et 71,1cm (entre 20 et 28 pouces). Les ailettes à cordes plus larges offrent un meilleur rendement car elles présentent des marges de stabilité plus grandes et déplacent l'air de façon plus efficace au droit de la face de l'ailette grâce à leurs cordes plus longues. La plus grande stabilité permet à l'ailette d'être fabriquée sans un carénage de mi-envergure qui, dans le cas des ailettes ordinaires en titane, entraîne une diminution dans le rendement de l'ailette. Un rendement accru de l'ailette est important dans les turbomoteurs à fort rapport de dillution, car environ 75% à 80% de l'air contournent la chambre de combustion du moteur central et sont utilisés pour fournir une poussée directe produite par
la soufflante.
Une solution proposée au problème du poids et du coût des ailettes dans les moteurs de plus grande dimension réside dans une ailette de soufflante à cordes larges, tout en matière composite. Un moteur de grande dimension comportant des ailettes de soufflante à larges cordes, tout en matériau composite, procure une économie significative en poids par rapport à un moteur de grande dimension comportant des ailettes de soufflante à cordes normales. Les ailettes de soufflantes à larges cordes et en matériau composite procurent également des économies de poids quelque peu plus faibles mais néanmoins substantielles par rapport aux ailettes creuses en titane. Les conceptions d'hélices et d'ailettes d'avions et les hélices d'hélicoptères en matériaux composites sont bien connues dans l'industrie; toutefois, les ailettes de soufflantes de turbomoteurs en matériau composite n'ont jamais été utilisées dans le passé
pour plusieurs raisons.
Au cours des années, le terme "composite" a pris diverses significations ayant rapport avec l'utilisation de deux ou plus de deux matériaux présentant des propriétés différentes. Plus récemment, dans l'industrie aérospatiale, le terme "composite" est maintenant défini comme étant un matériau contenant un renforcement, tel que des fibres ou des particules, supporté dans un liant ou matériau formant matrice. De nombreux composites conviennent pour la présente invention, y compris les composites à la fois métalliques et non métalliques; toutefois, le mode de réalisation préféré est formé d'un matériau en bande unidirectionnelle et d'une matrice en résine époxy. En ce qui concerne ces matériaux ainsi que d'autres matériaux appropriés, on peut se référer à l'ouvrage " Engineering Materials Handbook " par ASM INTERNATIONAL, 1987-1989 ou les éditions ultérieures qui sont cités ici à titre de référence. Les ailettes et les profils d'ailes en matériau composite selon la présente invention sont, de préférence, du type non métallique constitué par un matériau contenant une fibre, telle qu'une fibre en carbone, une fibre en silice, une fibre en métal, une fibre en oxyde métallique, ou une fibre céramique noyée dans une résine, telle que les résines Epoxy, PMR15, BMI, PEEU, etc. Les fibres alignées de façon non directionnelle sont utilisées dans une bande qui est imprégnée d'une résine, mise en forme à l'aide d'un procédé à l'autoclave ou moulée sous pression de manière à former un article léger, rigide, relativement homogène dans lequel se trouvent des
feuilletages ou stratifiés.
Un problème particulier qui a découragé l'introduction de ces ailettes de turbomoteurs formées d'un matériau composite et ayant un faible poids réside dans leur vulnérabilité particulière pour ce que l'on appelle un endommagement par des objets étrangers (FOD). De nombreux types d'objets étrangers peuvent être entraînés dans l'entrée d'un turbomoteur, ces objets allant d'oiseaux de grande dimension, tels que des mouettes, aux grêlons, au sable et à l'eau de pluie. Un endommagement par des objets étrangers se présente sous deux formes. Les objets de petite dimension peuvent ronger le matériau de l'ailette et diminuer les performances de la soufflante et du moteur. Un impact par des objets de plus grande dimension peut rompre ou percer les ailettes. Des parties d'une ailette faisant l'objet d'un impact peuvent être arrachées et entraîner des dégâts secondaires importants aux ailettes adjacentes et aux ailettes se trouvant en aval ainsi qu'aux autres composants du moteur. A ce sujet, les conséquences d'un endommagement par un objet étranger sont maximaux dans les compresseurs basse pression ou dans les soufflantes des turbomoteurs à double flux. On a procédé à de nombreuses mises au point pour éviter les ruptures des ailettes de turbomoteurs en matériau composite, comme par exemple la mise au point d'une bande de protection du bord d'attaque qui contribue aussi à procurer une protection contre l'érosion de l'ailette de turbomoteur et, particulièrement, du bord d'attaque de cette dernière. Ces bandes de protection de bord d'attaque permettent à l'énergie de l'impact, par exemple pendant une collision avec un oiseau, d'être transmise au bord de fuite de l'ailette et de l'amener à osciller localement et/ou à être déplacée rapidement avec une amplitude importante et à se rompre. Ces oscillations ou larges déplacements rapides du bord de fuite induisent des contraintes qui dépassent les limites habituelles du système formé par le matériau, en créant un délaminage interne extensif et une fracture de la surface qui conduisent à une perte du matériau au bout du bord de fuite et à un déséquilibre du rotor. Un déséquilibre exagéré du rotor peut finalement limiter la vitesse et la puissance de poussée au décollage au cours d'une ingestion d'oiseau. Il est nécessaire que la poussée et la manoeuvrabilité du moteur soient maintenues dans des limites de certains niveaux après un tel évènement. Ce type de processus de défaillance se trouve aggravé par le degré élevé de torsion utilisé par les profils d'ailes des
ailettes de soufflantes et autres ailettes.
Ainsi, il est devenu extrêmement souhaitable de mettre au point des ailettes de faible poids en matériau composite, particulièrement des ailettes de soufflantes à cordes larges pour soufflantes de grande dimension, qui résistent au délaminage dû au processus de perte de matériau du bord de fuite induit dans l'ailette par les impacts de corps étrangers. La présente invention procure une ailette en matériau composite particulièrement utile comme ailette de soufflante à cordes larges dans un turbomoteur de grande dimension et à fort rapport de dillution, dans lequel l'ailette est considérée, en général, comme étant large et ayant un degré élevé de torsion. L'ailette en matériau composite selon la présente invention comporte une partie aérodynamique en profil d'aile, formée par un matériau composite et s'étendant, dans le sens de la corde, depuis un bord d'attaque jusqu'à un bord de fuite et, dans le sens de
l'envergure, depuis une emplanture jusqu'à un bout terminal.
Une région superficielle renforcée est recouverte par un revêtement métallique qui s'étend sur une portion de la partie aérodynamique en allant dans le sens de la corde, à partir du bord de fuite en direction du bord d'attaque, et dans le sens de l'envergure, à partir du bout terminal de la partie aérodynamique en direction de l'emplanture. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le revêtement métallique couvre une région ayant une hauteur, dans le sens de l'envergure, et une largeur, dans le sens de la corde, qui sont telles que cette région couvre entièrement une zone de bord de fuite de l'ailette susceptible d'être endommagée pendant les oscillations de grande amplitude du bord de fuite qui résultent d'impacts le long du bord d'attaque. Dans un des modes de réalisation de la présente invention, le revêtement métallique se présente sous la forme de deux minces feuilles métalliques, dont une première feuille est collée au côté pression de la partie aérodynamique et dont la seconde feuille est collée au côté
dépression ou côté aspiration de la partie aérodynamique.
Dans un autre mode de réalisation de la présente invention, le revêtement métallique se présente sous la forme d'une mince feuille métallique unique entourant le bord de fuite et collée au côté pression et au côté dépression de la partie aérodynamique. Dans un autre mode de réalisation encore de la présente invention, le revêtement métallique se présente sous la forme d'une mince feuille métallique
unique collée à un seul des côtés.
Dans un mode de réalisation plus spécifique de la présente invention, un élément de fixation mécanique est disposé à travers le revêtement et les côtés pression et dépression de la partie aérodynamique, de manière à assujettir davantage le revêtement à cette partie aérodynamique. Dans un autre mode de réalisation spécifique de la présente invention, le revêtement métallique se présente sous la forme d'une mince feuille métallique monobloc comportant deux sections raccordées par un pont. Dans le sens de l'envergure, le pont a une hauteur et les sections ont une hauteur telles que la hauteur du pont est notablement plus faible que la hauteur des sections. Le pont entoure le bord de fuite et chacune des sections est collée à celui correspondant des côtés. Dans un autre mode de réalisation plus particulier de la présente invention, la partie aérodynamique comporte une protection métallique du
bord d'attaque.
Parmi les avantages procurés par la présente invention, on trouve l'obtention d'une ailette de faible poids, en matériau composite, qui est extrêmement résistante au délaminage et à la rupture provoquée par la flexion et par les impacts résultant de l'ingestion de corps, tels que des débris, et particulièrement par des collisions avec les oiseaux. L'ailette en matériau composite et à bord de fuite renforcé selon la présente invention améliore la conception ainsi que la résistance à l'endommagement par des objets étrangers des ailettes de faible poids, en matériau composite, particulièrement des ailettes présentant des cordes larges et/ou un degré élevé de torsion que l'on trouve dans les soufflantes de grand diamètre des
turbomoteurs modernes à rapport de dilution élevé.
L'invention empêche le délaminage naissant du bord de fuite des ailettes en matériau composite et, de ce fait, améliore à la fois la résistance mécanique des ailettes de turbomoteurs et diminue la poids de ces ailettes. Ceci, à son tour, améliore le rendement en consommation de combustible, en diminuant la consommation spécifique de
carburant (SFC).
Un autre avantage de la présente invention réside dans le fait qu'il donne la possibilité de réaliser une conception d'ailette de faible poids, en matériau composite, qui permet une certaine dissipation d'énergie au bout terminal du bord de fuite par délaminage partiel de la partie aérodynamique en matériau composite sans défaillance plus sérieuse de l'ailette. Cette libération contrôlée d'énergie réduit le risque d'une détérioration qui affectent les couches de matériau composite, au niveau du plan d'ossature porteuse, par suite d'une fissuration et, du fait que les fissures risquent plus que le délaminage d'aboutir au détachement de fragments de l'ailette, l'acceptation de cette zone d'endommagement contrôlé est souhaitable en raison de tous les avantages procurés par une réduction de poids et une intégrité structurale globale de l'ailette et de sa
résistance à l'endommagement par les corps étrangers.
La présente ailette comprend: une partie aérodynamique en profil d'aile formée d'un matériau composite et s'étendant dans le sens de la corde depuis un bord d'attaque jusqu'à un bord de fuite et dans le sens de l'envergure depuis une emplanture jusqu'à un bout et une région superficielle renforcée recouverte d'un revêtement métallique, ladite région s'étendant sur une portion de ladite partie aérodynamique dans le sens de la corde depuis ledit bord de fuite vers ledit bord d'attaque et dans le sens de l'envergure depuis ledit bout vers ladite emplanture. Cette ailette présente également les caractéristiques suivantes prise isolément ou en combinaison - ledit revêtement métallique comprend une première mince feuille métallique collée au côté pression de ladite partie aérodynamique et une seconde mince feuille métallique collée au côté dépression de ladite partie aérodynamique; - ledit revêtement métallique comprend une mince feuille métallique entourant ledit bord de fuite et collée au côté
pression et au côté dépression de ladite partie aéro-
dynamique; - ladite partie aérodynamique comprend un côté pression et un côté dépression et une mince feuille métallique collée à un desdits côtés; - un élément de fixation mécanique est disposé à travers ledit revêtement et lesdits côtés pression et dépression de ladite partie aérodynamique pour assujettir davantage ledit revêtement à ladite partie aérodynamique; - ledit revêtement métallique comprend, en outre, une mince feuille métallique d'une seule pièce, comportant deux sections raccordées par un pont, et en ce que ledit pont a une hauteur et lesdites sections ont une hauteur telles, dans le sens de l'envergure, que la hauteur du pont est notablement plus faible que la hauteur des sections, ledit pont entourant ledit bord de fuite et ladite partie aérodynamique comportant un côté pression et un côté dépression, chacune desdites sections étant collée respectivement auxdits côtés; - ladite portion s'étend dans le sens de la corde sur moins de 50% de la distance entre ledit bord de fuite et ledit bord d'attaque et dans le sens de l'envergure sur moins de 50% de la distance entre ledit bout et ladite emplanture; - ledit revêtement métallique comprend une première mince feuille métallique collée au côté pression de ladite partie aérodynamique et une seconde mince feuille métallique collée au côté dépression de ladite partie aérodynamique; ledit revêtement métallique comprend une mince feuille métallique entourant ledit bord de fuite et collée au côté pression et au côté dépression de ladite partie aérodynamique; - ladite partie aérodynamique comprend un côté pression et un côté dépression et une mince feuille métallique est collée à l'un desdits côtés; - une protection métallique est formée sur le bord d'attaque; - ladite région a une hauteur dans le sens de l'envergure et une largeur dans le sens de la corde couvrant entièrement une zone de bord de fuite de ladite ailette qui est susceptible d'être endommagée pendant des oscillations importantes du bord de fuite résultant d'impacts le long du
bord d'attaque.
Les objets et caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres objets et caractéristiques de la présente invention
apparaîtront dans la description donnée ci-après en
référence aux dessins annexés, sur lesquels: la figure 1 est une vue en perspective d'une ailette de soufflante de turbomoteur formée d'un matériau composite et réalisée selon un premier mode de réalisation de la présente invention; la figure 2 est une vue en perspective d'une ailette de soufflante de turbomoteur formée d'un matériau composite et réalisée conformément à un second mode de réalisation de la présente invention; la figure 3 est une vue en perspective d'une ailette de soufflante de turbomoteur formée d'un matériau composite et réalisée conformément à un troisième mode de réalisation de la présente invention; et la figure 4 est une vue en perspective d'une ailette de soufflante de turbomoteur formée d'un matériau composite et réalisée conformément à un quatrième mode de réalisation de
la présente invention.
On a représenté sur la figure 1 une ailette 10 de soufflante, en matériau composite, destinée à un turbomoteur (non représenté) à double flux et à fort rapport de dilution, cette ailette comportant une partie aérodynamique en profil d'aile 12, formée d'un matériau composite et s'étendant, de façon caractéristique, dans le sens C de la corde depuis un bord d'attaque 16 jusqu'à un bord de fuite 18. La partie aérodynamique 12 s'étend radialement vers l1 l'extérieur, dans le sens S de l'envergure, depuis une emplanture 20 jusqu'à un bout 22 définissant, d'une façon générale, l'envergure, de cette partie et comporte un côté convexe ou de dépression 24 et un côté concave ou de pression 26. La partie aérodynamique 12 est réalisée à partir de couches d'un matériau composite renforcé par des filaments, qui forment des lamelles 28 disposées de façon sensiblement parallèle aux côtés de dépression et de pression 24 et 26, respectivement, de la partie aérodynamique 12. La partie aérodynamique 12 présente une torsion indiquée par un angle croissant A, dans le sens S de l'envergure depuis l'emplanture 20 jusqu'au bout 22, cet angle étant formé par la projection 27 d'une corde Cl sur
l'axe 29 de l'emplanture.
Une région superficielle renforcée 30 est recouverte par un revêtement métallique 34 qui s'étend sur une portion de la partie aérodynamique 12 s'étendant dans le sens de la corde C depuis le bord de fuite 18 vers le bord d'attaque 16 et dans le sens de l'envergure S depuis le bout 22 de la partie aérodynamique vers l'emplanture 20. Le revêtement métallique 34 est disposé sur une région 30 ayant une hauteur H dans le sens de l'envergure et une largeur W dans le sens de la corde et couvrant, de façon tout à fait suffisante, seulement une zone du bord de fuite 18 qui est susceptible d'être endommagée pendant les fortes oscillations du bord de fuite résultant d'impacts le long du bord d'attaque 16. Comme on peut le voir d'après les figures, cette région présente une largeur maximale qui est plus petite que la moitié de la longueur de corde maximale C1 au bout 22 et plus petite que la moitié de la distance dans le sens S de l'envergure depuis l'emplanture 20 jusqu'au bout 22. Un exemple particulier donne une largeur maximale de 22,9 cm (9 pouces) pour une ailette ayant une longueur de corde maximale de 53,3 cm (21 pouces). Ceci représente une très faible superficie et le revêtement 34 assure une bonne protection contre un délaminage et une rupture du bord de fuite, provoqués par une flexion et un effort dû à des impacts résultant de collisions avec des oiseaux et à l'ingestion par le moteur de débris, ce, au plus, qu'un faible effet défavorable sur le poids de l'ailette 10. L'utilisation du revêtement métallique 34 sur le bord de fuite peut avoir un effet bénéfique sur le poids par le fait que l'utilisation de ce revêtement permet d'avoir recours à moins de structure composite pour l'ailette 10 et cela en une quantité dont le poids est plus grand que celui du revêtement. Un blindage ou protection métallique facultatif et préféré 37 du bord d'attaque est disposé le long du bord d'attaque 16 d'une manière
classique, comme il est bien connu dans la technique.
Le mode de réalisation particulier de la présente invention, représenté sur la figure 1, comprend un revêtement métallique 34 sous la forme de deux minces feuilles métalliques, une première feuille 40 qui est collée au côté pression 26 de la partie aérodynamique 12 et une seconde feuille 42 qui est collée au côté dépression 24 de la partie aérodynamique 12. Une variante ou autre possibilité de réalisation consiste à n'utiliser qu'une seule mince feuille métallique, soit la première feuille 40 collée au côté pression 26, soit la seconde feuille 42
collée au côté dépression 24 de la partie aérodynamique 12.
Un autre mode de réalisation de la présente invention, représenté sur la figure 2, comprend le revêtement métallique 34, sous la forme d'une seule mince feuille métallique 44 de largeur double disposée autour du bord de fuite 18 et collée à la fois au côté pression 26 et au côté dépression 24 de la partie aérodynamique 12. La figure 3 montre une caractéristique facultative de la présente invention comprenant les deux modes de réalisation décrits précédemment. On a représenté sur la figure 3 un élément de fixation mécanique 46 disposé sur la totalité de l'épaisseur locale de la partie aérodynamique 12 et son revêtement métallique 34 qui est collé au(x) côté(s) pression et/ou dépression 26 et 24, respectivement, de la partie aérodynamique. L'élément de fixation 46 assujettit en outre le revêtement métallique 34 à la partie aérodynamique 12. On a représenté sur la figure 4 un mode de réalisation plus spécifique de la présente invention qui comprend le revêtement métallique 34 sous la forme d'une mince feuille métallique monobloc 50 comportant une première section 54 collée au côté pression 26 et une seconde section 56 collée au côté aspiration 24 de la partie aérodynamique 12. La première section 54 est raccordée par un pont 60 à la seconde section 56, la hauteur de ce pont dans le sens S de l'envergure étant notablement plus faible que la hauteur des sections et le pont entourant le bord de fuite 18. Ce mode de réalisation de la présente invention rend possible la réalisation d'une ailette de soufflante 10, formée d'un matériau composite et ayant un faible poids, permettant une certaine dissipation d'énergie au bout terminal du bord de fuite 18, dans la région superficielle renforcée 30, par suite d'un délaminage partiel de la partie aérodynamique 12 en matériau composite, sans entraîner pour autant une détérioration plus sérieuse de l'ailette. Cette libération contrôlée d'énergie réduit le risque d'une défaillance des lamelles composites (28 sur la figure 1) dans le plan d'ossature porteuse par fissurage. Etant donné que des fissures ont plus de chance qu'un délaminage d'aboutir au détachement de fragments d'ailette et à une disparition potentielle de l'ailette 10, il est plus souhaitable de contrôler la détérioration potentielle à l'aide de la présente invention et de bénéficier encore de l'avantage d'une ailette en matériau composite d'un poids plus faible avec, globalement, une meilleure intégrité structurale et
une meilleure résistance.
Il est bien entendu que la description qui précède n'a
été donnée qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des variantes et des modifications peuvent y être
apportées dans le cadre de la présente invention.

Claims (20)

REVENDICATIONS
1. Ailette (10) en matériau composite, caractérisée en ce qu'elle comprend: une partie aérodynamique en profil d'aile (12) formée d'un matériau composite et s'étendant dans le sens de la corde depuis un bord d'attaque (16) jusqu'à un bord de fuite (18) et dans le sens de l'envergure depuis une emplanture (20) jusqu'à un bout (22), et une région superficielle renforcée (30) recouverte d'un revêtement métallique (34), ladite région s'étendant sur une portion de ladite partie aérodynamique dans le sens de la corde depuis ledit bord de fuite vers ledit bord d'attaque et dans le sens de
l'envergure depuis ledit bout vers ladite emplanture.
2. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une première mince feuille métallique (40) collée au côté pression (26) de ladite partie aérodynamique et une seconde mince feuille métallique (42) collée au côté dépression (24)
de ladite partie aérodynamique.
3. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une mince feuille métallique entourant ledit bord de fuite et collée au côté pression et au côté dépression de ladite
partie aérodynamique.
4. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite partie aérodynamique comprend un côté pression (26) et un côté dépression (24) et une
mince feuille métallique collée à un desdits côtés.
5. Ailette en matériau composite selon la revendication 2, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, un élément de fixation mécanique (46) disposé à travers ledit revêtement et lesdits côtés pression et dépression de ladite partie aérodynamique pour assujettir davantage ledit revêtement à
ladite partie aérodynamique.
6. Ailette en matériau composite selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, un élément de fixation mécanique (46) disposé à travers ledit revêtement et lesdits côtés pression et dépression de ladite partie aérodynamique de manière à assujettir davantage ledit
revêtement à ladite partie aérodynamique.
7. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend, en outre, une mince feuille métallique (50) d'une seule pièce, comportant deux sections raccordées par un pont, et en ce que ledit pont a une hauteur et lesdites sections ont une hauteur telles, dans le sens de l'envergure, que la hauteur du pont est notablement plus faible que la hauteur des sections, ledit pont entourant ledit bord de fuite et ladite partie aérodynamique comportant un côté pression (26) et un côté dépression (24), chacune desdites sections étant
collée respectivement auxdits côtés.
8. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite portion s'étend dans le sens de la corde sur moins de 50% de la distance entre ledit bord de fuite et ledit bord d'attaque et dans le sens de l'envergure sur moins de 50% de la distance entre ledit bout
et ladite emplanture.
9. Ailette en matériau composite selon la revendication 8, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une première mince feuille métallique collée au côté pression de ladite partie aérodynamique et une seconde mince feuille métallique collée au côté dépression de ladite
partie aérodynamique.
10. Ailette en matériau composite selon la revendication 8, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une mince feuille métallique entourant ledit bord de fuite et collée au côté pression et au côté dépression de ladite
partie aérodynamique.
11. Ailette en matériau composite selon la revendication 8, caractérisée en ce que ladite partie aérodynamique comprend un côté pression (26) et un côté dépression (24) et une
mince feuille métallique est collée à l'un desdits côtés.
12. Ailette en matériau composite selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, un élément de fixation mécanique (46) disposé à travers ledit revêtement et lesdits côtés pression et dépression de ladite partie aérodynamique, de manière à assujettir davantage ledit
revêtement à ladite partie aérodynamique.
13. Ailette en matériau composite selon la revendication 10, comprenant, en outre, un élément de fixation mécanique (46) disposé à travers ledit revêtement et lesdits côtés pression et dépression de ladite partie aérodynamique, de manière à assujettir davantage ledit gainage à ladite partie aérodynamique.
14. Ailette en matériau composite selon la revendication 8, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend, en outre, une mince feuille métallique d'une seule pièce, comportant deux sections raccordées par un pont, ledit pont ayant une hauteur et lesdites sections ayant une hauteur telles que la hauteur du pont est notablement plus faible que la hauteur des sections, ledit pont entourant ledit bord de fuite et ladite partie aérodynamique comportant un côté pression (26) et un côté dépression (24), chacune desdites sections étant collée à un desdits côtés.
15. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, une
protection métallique sur le bord d'attaque.
16. Ailette en matériau composite selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, une
protection métallique sur le bord d'attaque.
17. Ailette en matériau composite selon la revendication 14, caractérisée en ce qu'elle comprend, en outre, une
protection métallique sur le bord d'attaque.
18. Ailette en matériau composite selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite région a une hauteur dans le sens de l'envergure et une largeur dans le sens de la corde couvrant entièrement une zone de bord de fuite de ladite ailette qui est susceptible d'être endommagée pendant des oscillations importantes du bord de fuite résultant
d'impacts le long du bord d'attaque.
19. Ailette en matériau composite selon la revendication 18, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une première mince feuille métallique collée au côté pression de ladite partie aérodynamique et une seconde mince feuille métallique collée au côté dépression de ladite
partie aérodynamique.
20. Ailette en matériau composite selon la revendication 18, caractérisée en ce que ledit revêtement métallique comprend une mince feuille métallique entourant ledit bord de fuite et collée au côté pression et au côté dépression de ladite
partie aérodynamique.
FR9511369A 1994-09-30 1995-09-28 Ailette en materiau composite, notamment pour des turbomoteurs Expired - Fee Related FR2725240B1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US31619694A 1994-09-30 1994-09-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2725240A1 true FR2725240A1 (fr) 1996-04-05
FR2725240B1 FR2725240B1 (fr) 1999-10-01

Family

ID=23227957

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR9511369A Expired - Fee Related FR2725240B1 (fr) 1994-09-30 1995-09-28 Ailette en materiau composite, notamment pour des turbomoteurs

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5785498A (fr)
JP (1) JP3924333B2 (fr)
DE (1) DE19535713B4 (fr)
FR (1) FR2725240B1 (fr)
GB (1) GB2293631B (fr)

Families Citing this family (86)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FI101565B1 (fi) * 1997-01-17 1998-07-15 Flaekt Oy Haihdutinpuhallin ja sen siipipyörä
US6048174A (en) * 1997-09-10 2000-04-11 United Technologies Corporation Impact resistant hollow airfoils
DE19751129C1 (de) 1997-11-19 1999-06-17 Mtu Muenchen Gmbh FAN-Rotorschaufel für ein Triebwerk
US6223524B1 (en) * 1998-01-23 2001-05-01 Diversitech, Inc. Shrouds for gas turbine engines and methods for making the same
US6273676B1 (en) * 1998-06-17 2001-08-14 United Technologies Corporation Method and assembly for masking a flow directing assembly
US6843928B2 (en) 2001-10-12 2005-01-18 General Electric Company Method for removing metal cladding from airfoil substrate
US6764282B2 (en) * 2001-11-14 2004-07-20 United Technologies Corporation Blade for turbine engine
US7399159B2 (en) * 2003-06-25 2008-07-15 Florida Turbine Technologies, Inc Detachable leading edge for airfoils
US7575417B2 (en) * 2003-09-05 2009-08-18 General Electric Company Reinforced fan blade
US7878759B2 (en) * 2003-12-20 2011-02-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mitigation of unsteady peak fan blade and disc stresses in turbofan engines through the use of flow control devices to stabilize boundary layer characteristics
FR2867096B1 (fr) * 2004-03-08 2007-04-20 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
US7393183B2 (en) * 2005-06-17 2008-07-01 Siemens Power Generation, Inc. Trailing edge attachment for composite airfoil
US7637721B2 (en) * 2005-07-29 2009-12-29 General Electric Company Methods and apparatus for producing wind energy with reduced wind turbine noise
DE102005061673A1 (de) 2005-12-21 2007-07-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenausbildung für die Verdichterschaufeln von Gasturbinentriebwerken
US7841834B1 (en) 2006-01-27 2010-11-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Method and leading edge replacement insert for repairing a turbine engine blade
US7780419B1 (en) 2007-03-06 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Replaceable leading edge insert for an IBR
US7736130B2 (en) * 2007-07-23 2010-06-15 General Electric Company Airfoil and method for protecting airfoil leading edge
EP2072757A1 (fr) * 2007-12-20 2009-06-24 Siemens Aktiengesellschaft Bouclier anti-érosion pour aube rotative
EP2113635A1 (fr) 2008-04-30 2009-11-04 Siemens Aktiengesellschaft Turbine à vapeur à condensation à plusieurs étages
US20100242843A1 (en) * 2009-03-24 2010-09-30 Peretti Michael W High temperature additive manufacturing systems for making near net shape airfoils leading edge protection, and tooling systems therewith
US20110097213A1 (en) * 2009-03-24 2011-04-28 Peretti Michael W Composite airfoils having leading edge protection made using high temperature additive manufacturing methods
US8240046B2 (en) * 2009-03-24 2012-08-14 General Electric Company Methods for making near net shape airfoil leading edge protection
US7988421B2 (en) * 2009-03-31 2011-08-02 General Electric Company Retrofit sleeve for wind turbine blade
US8075274B2 (en) * 2009-05-13 2011-12-13 Hamilton Sundstrand Corporation Reinforced composite fan blade
US8662834B2 (en) * 2009-06-30 2014-03-04 General Electric Company Method for reducing tip rub loading
US8657570B2 (en) 2009-06-30 2014-02-25 General Electric Company Rotor blade with reduced rub loading
US20110182741A1 (en) * 2010-01-26 2011-07-28 United Technologies Corporation Composite fan blade leading edge recamber
JP5614131B2 (ja) * 2010-07-01 2014-10-29 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
RU2525026C1 (ru) 2010-07-15 2014-08-10 АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН Лопатка вентиляторного ротора и вентилятор
CN102062121B (zh) * 2010-09-16 2013-03-27 格兰富水泵(苏州)有限公司 液体轴流式叶轮
US8387504B2 (en) 2011-01-06 2013-03-05 General Electric Company Fiber-reinforced Al-Li compressor airfoil and method of fabricating
CH705171A1 (de) 2011-06-21 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Turbinenschaufel mit einem Schaufelblatt aus Verbundwerkstoff und Verfahren zum Herstellen davon.
US8858182B2 (en) * 2011-06-28 2014-10-14 United Technologies Corporation Fan blade with sheath
US20130074509A1 (en) * 2011-09-23 2013-03-28 General Electric Company Turbomachine configured to burn ash-bearing fuel oils and method of burning ash-bearing fuel oils in a turbomachine
US9267687B2 (en) 2011-11-04 2016-02-23 General Electric Company Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow
US9151173B2 (en) 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
US9121294B2 (en) 2011-12-20 2015-09-01 General Electric Company Fan blade with composite core and wavy wall trailing edge cladding
JP6083112B2 (ja) 2012-01-30 2017-02-22 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
JP5982837B2 (ja) 2012-01-30 2016-08-31 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
US9752441B2 (en) 2012-01-31 2017-09-05 United Technologies Corporation Gas turbine rotary blade with tip insert
JP5982999B2 (ja) 2012-05-01 2016-08-31 株式会社Ihi 動翼及びファン
CN103628924B (zh) * 2012-08-20 2015-10-21 中航商用航空发动机有限责任公司 一种叶片边缘防护装置及复合材料叶片
US9482108B2 (en) * 2013-04-03 2016-11-01 General Electric Company Turbomachine blade assembly
US9322553B2 (en) 2013-05-08 2016-04-26 General Electric Company Wake manipulating structure for a turbine system
US9739201B2 (en) 2013-05-08 2017-08-22 General Electric Company Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake
WO2015023345A2 (fr) 2013-05-29 2015-02-19 General Electric Company Plaque métallique de profil aérodynamique composite
WO2014204573A1 (fr) * 2013-06-17 2014-12-24 United Technologies Corporation Profil aérodynamique composite relié à une emplanture métallique
US9435221B2 (en) 2013-08-09 2016-09-06 General Electric Company Turbomachine airfoil positioning
EP3094825A1 (fr) 2014-01-16 2016-11-23 General Electric Company Cale de réduction de contrainte de pied de pale composite
EP3108115B8 (fr) 2014-02-19 2023-11-08 RTX Corporation Moteur à double flux à engrenage avec aubes mobiles de compresseur basse pression
EP3108123B1 (fr) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Moteur à double flux à engrenage avec aubes de compresseur basse pression
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (fr) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (fr) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Pale de soufflante de moteur à turbine à gaz
WO2015126451A1 (fr) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9163517B2 (en) 2014-02-19 2015-10-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10385866B2 (en) 2014-02-19 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3575551B1 (fr) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
EP3108118B1 (fr) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
EP3108119B1 (fr) 2014-02-19 2023-10-04 RTX Corporation Moteur à double flux à engrenage avec aubes mobiles de compresseur basse pression
WO2015175044A2 (fr) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Profil aérodynamique de moteur à turbine à gaz
EP3108121B1 (fr) 2014-02-19 2023-09-06 Raytheon Technologies Corporation Moteur à double flux à engrenage avec aubes de compresseur basse pression
WO2015126824A1 (fr) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Surface portante pour turbine à gaz
WO2015126449A1 (fr) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
EP3108120B1 (fr) 2014-02-19 2021-03-31 Raytheon Technologies Corporation Moteur à turbine à gaz ayant une architecture à engrenages et une structure à aube fixe spécifique
WO2015126774A1 (fr) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Profil aérodynamique de turbine à gaz
US10267156B2 (en) * 2014-05-29 2019-04-23 General Electric Company Turbine bucket assembly and turbine system
FR3025127B1 (fr) * 2014-08-28 2017-03-17 Snecma Reparation d'un assemblage comprenant un corps principal et un renfort
US10260350B2 (en) 2014-09-05 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil structure
US10801340B2 (en) 2014-10-24 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Multi-piece turbine airfoil
EP3020925A1 (fr) * 2014-10-29 2016-05-18 Alstom Technology Ltd Pale de rotor avec protection des bords
US20160237914A1 (en) * 2015-02-18 2016-08-18 United Technologies Corporation Geared Turbofan With High Gear Ratio And High Temperature Capability
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
US11052982B2 (en) * 2016-10-17 2021-07-06 General Electric Company Apparatus for dovetail chord relief for marine propeller
FR3062327B1 (fr) * 2017-01-30 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Procede pour le decollement d'un element metallique colle a un element en materiau composite
US20190368361A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-05 General Electric Company Non-symmetric fan blade tip cladding
US10788053B2 (en) * 2018-10-25 2020-09-29 General Electric Company Noise reducing gas turbine engine airfoil
US20200157953A1 (en) * 2018-11-20 2020-05-21 General Electric Company Composite fan blade with abrasive tip
DE102019216073B4 (de) * 2019-09-23 2021-12-16 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren zur Herstellung einer Leichtbau-Turbinenschaufel als Verbundbauteil sowie eine mit dem Verfahren hergestellte Leichtbau-Turbinenschaufel
US11773732B2 (en) 2021-04-21 2023-10-03 General Electric Company Rotor blade with protective layer
GB202216273D0 (en) * 2022-11-02 2022-12-14 Rolls Royce Plc Fan blade for a gas turbine engine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1545560A (en) * 1924-08-06 1925-07-14 Heath Spencer Airplane propeller
GB1270348A (en) * 1969-09-29 1972-04-12 Gen Electric Improvements in lightweight turbomachinery blading
GB1284538A (en) * 1968-11-19 1972-08-09 Rolls Royce Blade for a fluid flow machine
SU678193A1 (ru) * 1973-09-13 1979-08-05 Научно-Производственное Объединение По Технологии Машиностроения "Цниитмаш" Лопатка турбины
SU823604A1 (ru) * 1979-07-10 1981-04-23 Предприятие П/Я Р-6585 Лопатка турбомашины
US4776765A (en) * 1985-07-29 1988-10-11 General Electric Company Means and method for reducing solid particle erosion in turbines

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB195050A (en) * 1922-03-18 1923-07-19 Bbc Brown Boveri & Cie Improvements in steam turbine blades, and in the method of manufacturing such blades
US1939357A (en) * 1929-02-13 1933-12-12 Bendix Aviat Corp Hollow blade for turbines
GB538385A (en) * 1940-01-30 1941-07-31 Hills & Sons Ltd F Improvements in or relating to non-metallic airscrews and airscrew blades
US3148954A (en) * 1960-06-13 1964-09-15 Haas Irene Turbine blade construction
GB1231077A (fr) * 1967-09-08 1971-05-05
US3762835A (en) * 1971-07-02 1973-10-02 Gen Electric Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods
JPS5018002Y1 (fr) * 1972-01-25 1975-06-03
JPH0631639B2 (ja) * 1985-02-05 1994-04-27 石川島播磨重工業株式会社 フアン用翼の製造方法
FR2581708B1 (fr) * 1985-05-09 1989-04-28 Snecma Capotage pour bord d'attaque d'aube de soufflante de turboreacteur
JPS62603A (ja) * 1985-06-27 1987-01-06 Toyota Motor Corp セラミツク製タ−ボホイ−ル
FR2599425B1 (fr) * 1986-05-28 1988-08-05 Alsthom Plaquette de protection pour aube en titane et procede de brasage d'une telle plaquette.
US4815940A (en) * 1986-08-04 1989-03-28 United Technologies Corporation Fatigue strengthened composite article
CN1042692A (zh) * 1988-11-14 1990-06-06 通用电气公司 反转的飞机螺旋桨叶
US5141400A (en) * 1991-01-25 1992-08-25 General Electric Company Wide chord fan blade
DE4208842C1 (fr) * 1992-03-19 1993-04-08 Eurocopter Hubschrauber Gmbh, 8000 Muenchen, De
US5210946A (en) * 1992-06-26 1993-05-18 Hudson Products Corporation Leading edge protection for fan blade
DE4411679C1 (de) * 1994-04-05 1994-12-01 Mtu Muenchen Gmbh Schaufelblatt in Faserverbundbauweise mit Schutzprofil

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1545560A (en) * 1924-08-06 1925-07-14 Heath Spencer Airplane propeller
GB1284538A (en) * 1968-11-19 1972-08-09 Rolls Royce Blade for a fluid flow machine
GB1270348A (en) * 1969-09-29 1972-04-12 Gen Electric Improvements in lightweight turbomachinery blading
SU678193A1 (ru) * 1973-09-13 1979-08-05 Научно-Производственное Объединение По Технологии Машиностроения "Цниитмаш" Лопатка турбины
SU823604A1 (ru) * 1979-07-10 1981-04-23 Предприятие П/Я Р-6585 Лопатка турбомашины
US4776765A (en) * 1985-07-29 1988-10-11 General Electric Company Means and method for reducing solid particle erosion in turbines
US4776765B1 (fr) * 1985-07-29 1992-06-30 Gen Electric

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DATABASE WPI Section PQ Week 8015, Derwent World Patents Index; Class Q51, AN 80-D3467C, XP002081209 *
DATABASE WPI Section PQ Week 8205, Derwent World Patents Index; Class Q51, AN 82-B1520E, XP002081208 *

Also Published As

Publication number Publication date
GB2293631B (en) 1998-09-09
DE19535713B4 (de) 2006-06-08
US5785498A (en) 1998-07-28
GB9519073D0 (en) 1995-11-15
DE19535713A1 (de) 1996-04-04
JPH08210102A (ja) 1996-08-20
FR2725240B1 (fr) 1999-10-01
GB2293631A (en) 1996-04-03
JP3924333B2 (ja) 2007-06-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2725240A1 (fr) Ailette en materiau composite, notamment pour des turbomoteurs
EP2037082B1 (fr) Aube en matériau composite avec une disposition d'amortissement
EP3873725B1 (fr) Aube de soufflante d'une turbomachine et une telle soufflante
WO2009138445A1 (fr) Pale de rouet de compresseur a raccordement elliptique evolutif
FR3087701A1 (fr) Hybridation des fibres du renfort fibreux d'une aube de soufflante
WO2021176179A1 (fr) Aube de soufflante comprenant un insert de fibres raides
EP4313574A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP3894666A1 (fr) Aube de soufflante comprenant un bouclier fin et un raidisseur
WO2021181045A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
WO2022084615A1 (fr) Aube de soufflante à dièdre nul en tête
EP4022173B1 (fr) Hybridation des fibres du renfort fibreux d'une aube de soufflante
EP4256194A1 (fr) Hybridation des fibres du renfort fibreux d'une aube de soufflante
FR3087831A1 (fr) Aube comprenant une structure en materiau composite et une piece de raidissement metallique
FR3085415A1 (fr) Aube comprenant une structure en materiau composite et une coque metallique
FR3126639A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3115071A1 (fr) Aube composite et attache de pied d’aube anti-rotation
WO2021005312A1 (fr) Aube de soufflante
WO2023233092A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3131732A1 (fr) Ensemble propulsif a helice pour aeronef, comprenant une aube de stator integree a une partie d’extremite amont d’un mat d’accrochage de hauteur reduite
WO2023242522A1 (fr) Aube a structure composite presentant une orientation de sortie de couche amelioree
WO2024079426A1 (fr) Aube a calage variable pour soufflante de turbomachine presentant un gradient de raideur dans le pied
FR3092270A1 (fr) Aube comprenant une structure en materiau composite et procede de fabrication associe
FR3121475A1 (fr) Aube de stator pour une turbomachine comportant un bouclier metallique

Legal Events

Date Code Title Description
ST Notification of lapse

Effective date: 20110531