FR2965498A1 - Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine. - Google Patents

Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine. Download PDF

Info

Publication number
FR2965498A1
FR2965498A1 FR1058078A FR1058078A FR2965498A1 FR 2965498 A1 FR2965498 A1 FR 2965498A1 FR 1058078 A FR1058078 A FR 1058078A FR 1058078 A FR1058078 A FR 1058078A FR 2965498 A1 FR2965498 A1 FR 2965498A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
metal
reinforcement
leading edge
trailing edge
producing
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
FR1058078A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2965498B1 (fr
Inventor
Bruno Jacques Gerard Dambrine
Thierry Godon
Alain Robert Yves Perroux
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR1058078A priority Critical patent/FR2965498B1/fr
Priority to US13/877,985 priority patent/US9321100B2/en
Priority to GB1306141.1A priority patent/GB2502428B/en
Priority to PCT/FR2011/052324 priority patent/WO2012045980A1/fr
Publication of FR2965498A1 publication Critical patent/FR2965498A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2965498B1 publication Critical patent/FR2965498B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K3/00—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like
    • B21K3/04—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like blades, e.g. for turbines; Upsetting of blade roots
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D53/00—Making other particular articles
    • B21D53/78—Making other particular articles propeller blades; turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
    • B22F3/12—Both compacting and sintering
    • B22F3/14—Both compacting and sintering simultaneously
    • B22F3/15—Hot isostatic pressing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B23K20/02—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating by means of a press ; Diffusion bonding
    • B23K20/021—Isostatic pressure welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • 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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • 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
    • 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
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B29C65/484—Moisture curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12461—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being rounded, i.e. U-shaped or C-shaped
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12463—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being tapered
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/301—Three-dimensional joints, i.e. the joined area being substantially non-flat
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/51—Joining tubular articles, profiled elements or bars; Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; Joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/53—Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/74—Joining plastics material to non-plastics material
    • B29C66/742—Joining plastics material to non-plastics material to metals or their alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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
    • 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
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • 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
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un procédé de réalisation d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine comportant successivement: - une étape de découpe dans au moins une feuille métallique souple d'une pluralité de clinquants métalliques correspondant sensiblement au développé dudit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape de confection d'une pluralité de poches métalliques (100), chaque poche métalliques (100) étant confectionnée à partir de deux clinquants métalliques découpés lors de l'étape précédente ; - une étape d'empilement par emboîtement de chacune desdites poches métalliques (100) de façon à former une préforme dudit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape de pressage isostatique à chaud de ladite préforme provoquant l'agglomération desdites poches métalliques (100) de manière à obtenir ledit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite.

Description

PROCEDE DE REALISATION D'UN RENFORT METALLIQUE D'AUBE DE TURBOMACHINE.
La présente invention concerne un procédé de réalisation d'un renfort métallique d'aube composite ou métallique de turbomachine. Plus particulièrement l'invention concerne un procédé de réalisation d'un renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine. Le domaine de l'invention est celui des turbomachines et plus particulièrement celui des aubes de soufflante, en matériau composite ou métallique, de turbomachine et dont le bord d'attaque comporte un renfort structurel métallique. Toutefois, l'invention est également applicable à la réalisation d'un renfort métallique destiné à renforcer un bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de tout type de turbomachine, terrestre ou aéronautique, et notamment un turbomoteur d'hélicoptère ou un turboréacteur d'avion mais également d'hélices telles que des hélices de double soufflantes contrarotatives non carénées (« open rotor » en langue anglaise). On rappelle que le bord d'attaque correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'air d'intrados et en un écoulement d'air extrados. Le bord de fuite correspond à la partie postérieure d'un profil aérodynamique où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. Les aubes de turbomachine, et notamment les aubes de soufflante, subissent d'importantes contraintes mécaniques, liées notamment à la vitesse de rotation, et doivent satisfaire à des conditions strictes de poids et d'encombrement. Par conséquent, on utilise des aubes en matériaux composites qui sont plus légères. II est connu d'équiper les aubes de soufflante d'une turbomachine, réalisées en matériaux composites, d'un renfort structurel métallique s'étendant sur toute la hauteur de l'aube et au-delà de leur bord d'attaque comme mentionné dans le document EP1908919. Un tel renfort permet de protéger l'aubage composite lors d'un impact d'un corps étranger sur la soufflante, tel que par exemple un oiseau, de la grêle ou encore des cailloux.
En particulier, le renfort structurel métallique protège le bord d'attaque de l'aube composite en évitant des risques de délaminage, de rupture de fibre ou encore d'endommagement par décohésion fibre/matrice. De façon classique, une aube de turbomachine comporte une surface aérodynamique s'étendant, selon une première direction, entre un bord d'attaque et un bord de fuite et, selon une deuxième direction sensiblement perpendiculaire à la première direction, entre un pied et un sommet de l'aube. Le renfort structurel métallique épouse la forme du bord d'attaque de la surface aérodynamique de l'aube et s'étend selon la première direction au-delà du bord d'attaque de la surface aérodynamique de l'aube pour épouser le profil de l'intrados et de l'extrados de l'aube et selon la deuxième direction entre le pied et le sommet de l'aube. De façon connue, le renfort structurel métallique est une pièce métallique réalisée entièrement par fraisage à partir d'un bloc de matière. Cependant, le renfort métallique d'un bord d'attaque d'aube est une pièce complexe à réaliser, nécessitant de nombreuses opérations de reprises et des outillages complexes impliquant des coûts de réalisation importants. Dans ce contexte, l'invention vise à résoudre les problèmes mentionnés ci-dessus en proposant un procédé de réalisation d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine permettant de simplifier la gamme de fabrication d'une telle pièce tout en réduisant les coûts de réalisation. A cette fin, l'invention propose un procédé de réalisation d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine comportant successivement : - une étape de découpe dans au moins une feuille métallique souple d'une pluralité de clinquants métalliques correspondant sensiblement au développé dudit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape de confection d'une pluralité de poches métalliques, chaque poche métalliques étant confectionnée à partir de deux clinquants métalliques découpés lors de l'étape précédente ; - une étape d'empilement par emboîtement de chacune desdites poches métalliques de façon à former une préforme dudit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape de pressage isostatique à chaud de ladite préforme provoquant l'agglomération desdites poches métalliques de manière à obtenir ledit renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite.
On entend par les termes « clinquant correspondant sensiblement au développé dudit renfort » un clinquant dont la forme générale se rapproche de la forme du développé du renfort mais dont les dimensions du clinquant ne sont pas obligatoirement les dimensions finales du renfort. Grâce à l'invention, le renfort structurel métallique est réalisé de façon simple et rapide à partir d'un empilement de poches métalliques souples de faible épaisseur formant la préforme du renfort métallique et d'un procédé de pressage ou de compactage isostatique à chaud (HIP pour Hot Isostatic Pressing en langue anglaise) permettant d'obtenir une pièce compacte et sans porosité par la combinaison de déformation plastique, de fluage et de soudage diffusion. Les poches métalliques sont réalisées par découpe de clinquants, dont la géométrie correspond au développé du renfort métallique, à partir d'au moins une feuille ou d'un feuillard métallique de faible épaisseur, les clinquants étant solidarisés de façon à confectionner une poche facile à glisser ou à assembler par insertion sur un gabarit ou dans un outillage de forme. Ce procédé de réalisation permet ainsi de s'affranchir de la réalisation complexe du renfort d'aube par usinage dans la masse, de type fraisage, brochage, à partir de méplats nécessitant de grand volume de matière de mise en oeuvre et par conséquent des coûts importants en approvisionnement de matière première. Le procédé permet également de réaliser facilement des renforts métalliques qui respectent des exigences strictes de masse et/ou géométriques.
Le procédé de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine selon l'invention peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, considérées individuellement ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles : - ladite étape de confection d'une pluralité de poches métalliques est réalisée par superposition de deux clinquants métalliques distincts puis par assemblage d'au moins une bordure desdits deux clinquants métalliques par des moyens de liaison ; - ladite étape de confection d'une pluralité de poches métalliques est réalisée par pliage d'une zone de jonction entre deux clinquants métalliques puis par assemblage d'au moins une bordure desdits deux clinquants métalliques par des moyens de liaison ; - lesdits moyens de liaison de ladite étape de confection d'une pluralité de poches métalliques sont des moyens de collage et/ou des moyens de soudage ; - lesdits moyens de soudage sont des moyens de soudage par point ; - ladite étape de découpe est réalisée dans au moins une feuille métallique d'une épaisseur comprise entre 0,1mm et 0,3mm ; - ladite étape d'empilement comporte une sous-étape d'incorporation d'un insert entre deux poches métalliques successives ; - ladite sous-étape d'incorporation d'un insert est une étape d'insertion d'un insert métallique massif, ou tissé ou un insert fugitif apte à être dissout par une attaque chimique ; - ladite étape d'empilement par emboîtement de chacune desdites poches métalliques est réalisée par empilement desdites poches métalliques au moyen d'un gabarit de forme ; - ladite étape d'empilement par emboîtement de chacune des poches métalliques est réalisée par empilement desdites poches métalliques dans une empreinte ou sur une contre-empreinte d'un outillage de pressage isostatique à chaud. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront plus clairement de la description qui en est donnée ci-dessous, à titre indicatif et nullement limitatif, en référence aux figures annexées, parmi lesquelles : - la figure 1 est une vue latérale d'une aube comportant un renfort structurel métallique creux de bord d'attaque obtenu au moyen du procédé de réalisation selon l'invention ; - la figure 2 est une vue partielle en coupe de la figure 1 selon un plan de coupe AA ; - la figure 3 est un schéma synoptique présentant les principales étapes de réalisation d'un renfort structurel métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine du procédé de réalisation selon l'invention ; - la figure 4 illustre une vue de côté du renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine lors de la première étape du procédé illustré à la figure 3 ; - la figure 5 illustre une vue de côté d'un deuxième exemple de renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine lors de la première étape du procédé illustré à la figure 3 ; - la figure 6 illustre une vue en perspective du renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine lors de la deuxième étape du procédé illustré en figure 3 ; - la figure 7 illustre une vue en coupe du renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine lors de la troisième étape du procédé illustré en figure 3 ; - la figure 8 illustre une vue en coupe du renfort métallique de bord d'attaque d'aube de turbomachine lors de la quatrième étape du procédé illustré en figure 3. Dans toutes les figures, les éléments communs portent les mêmes numéros de référence sauf précision contraire.
Dans la suite de la description, le renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite sera indifféremment nommé renfort métallique ou encore renfort. La figure 1 est une vue latérale d'une aube comportant un renfort structurel métallique de bord d'attaque obtenu au moyen du procédé de réalisation selon l'invention. L'aube 10 illustrée est par exemple une aube mobile de soufflante d'une turbomachine (non représentée). L'aube 10 comporte une surface aérodynamique 12 s'étendant selon une première direction axiale 14 entre un bord d'attaque 16 et un bord de fuite 18 et selon une deuxième direction radiale 20 sensiblement perpendiculaire à la première direction 14 entre un pied 22 et un sommet 24. La surface aérodynamique 12 forme la face extrados 13 et intrados 11 de l'aube 10, seule la face extrados 13 de l'aube 10 est représentée sur la figure 1. L'intrados 11 et l'extrados 13 forment les faces latérales de l'aube 10 qui relient le bord d'attaque 16 au bord de fuite 18 de l'aube 10. Dans ce mode de réalisation, l'aube 10 est une aube composite obtenue typiquement par drapage ou mise en forme d'une texture fibreuse tissée. A titre d'exemple, le matériau composite utilisé peut être composé par un assemblage de fibres tissées de carbone et d'une matrice résineuse, l'ensemble étant formé par moulage au moyen d'un procédé d'injection de résine de type RTM (pour « Resin Transfer Molding »). L'aube 10 comporte un renfort structurel métallique 30 collé au niveau de son bord d'attaque 16 et qui s'étend à la fois selon la première direction 14 au-delà du bord d'attaque 16 de la surface aérodynamique 12 de l'aube 10 et selon la deuxième direction 20 entre le pied 22 et le sommet 24 de l'aube. Comme représenté à la figure 2, le renfort structurel 30 épouse la forme du bord d'attaque 16 de la surface aérodynamique 12 de l'aube 10 qu'il prolonge pour former un bord d'attaque 31, dit bord d'attaque du renfort. De façon classique, le renfort structurel 30 est une pièce monobloc comportant une section sensiblement en forme de V présentant une base 39 formant le bord d'attaque 31 et prolongée par deux flancs latéraux 35 et 37 épousant respectivement l'intrados 11 et extrados 13 de la surface aérodynamique 12 de l'aube. Les flancs 35, 37 présentent un profil effilé ou amincie en direction du bord de fuite de l'aube. La base 39 du renfort structurel 30 comporte également une cavité interne 40 s'étendant sur la hauteur du renfort structurel 30, du pied au sommet de l'aube.
Le renfort structurel 30 est métallique et préférentiellement à base de titane. Ce matériau présente en effet une grande capacité d'absorption de l'énergie due aux chocs. Le renfort est collé sur l'aube 10 au moyen de colle connue de l'homme du métier, comme par exemple une colle cyanoacrylique ou encore époxy.
Ce type de renfort structurel métallique 30 utilisé pour le renfort d'aube composite de turbomachine est plus particulièrement décrit notamment dans la demande de brevet EP1908919. Le procédé selon l'invention permet de réaliser un renfort structurel tel qu'illustré à la figure 2, la figure 2 illustrant le renfort 30 dans son état final.
La figure 3 représente un schéma synoptique illustrant les principales étapes d'un procédé de réalisation 200 d'un renfort structurel métallique 30 de bord d'attaque d'aube 10 tel qu'illustré aux figures 1 et 2. La première étape 210 du procédé de réalisation 200 est une étape de découpe d'une pluralité de pièces métalliques 101, 101', 102, 102' souples, appelées clinquants métalliques par la suite, à partir d'une feuille métallique ou d'un feuillard métallique souple de faible épaisseur à base de titane. Deux exemples de découpage des clinquants sont illustrés aux figures 4 et 5. Les clinquants métalliques 101, 101', 102, 102', tels qu'illustrés aux figures 4 et 5, sont découpés par des moyens classiques de découpe de feuilles métalliques de faible épaisseur, c'est à dire d'une épaisseur inférieure à 0,3mm. Ainsi, les clinquants métalliques 101, 101', 102, 102' peuvent être découpés par exemple par des moyens de découpe à l'emporte-pièce, des moyens de découpe par cisaillement, ou encore par jet d'eau, etc. Les clinquants métalliques 101, 101', 102, 102' découpés ont une géométrie correspondant sensiblement au développé du renfort métallique 30 de bord d'attaque d'aube 10, tel qu'illustré aux figures 1 et 2. Ainsi, les clinquants métalliques 101, 101' et 102, 102' ont une géométrie correspondant sensiblement au développé de la face intrados et extrados du renfort métallique 30. La deuxième étape 220 du procédé de réalisation 200 est une étape de confection de poches métalliques 100, telle qu'illustré à la figure 6, à partir des clinquants métalliques souples 101, 101', 102, 102'.
Selon le premier exemple de découpe de clinquants métalliques 101, 101' illustré à la figure 4, les poches 100 sont confectionnées en superposant un premier clinquant 101 correspondant à la géométrie de la face intrados du renfort métallique 30 avec un deuxième clinquant 101' correspondant à la géométrie de la face extrados du renfort métallique 30.
Les deux clinquants 101, 101' sont ensuite assemblés au moins au niveau d'une bordure commune 105 correspondant sensiblement au profil du bord d'attaque 31 du renfort 30 par exemple par collage ou par des moyens de soudure de façon à former une poche métallique 100.
Le collage des deux clinquants métalliques 101, 101' en titane peut être réalisé simplement par échauffement de deux clinquants métalliques 101, 101' superposés sous une atmosphère faiblement pressurisée. La soudure au niveau de la bordure 105 est réalisée par des moyens de soudure connus permettant de souder deux feuilles métalliques en titane de faible épaisseur. Ainsi, à titre d'exemple, les deux clinquants 101, 101' sont assemblés par des points 111 de soudure par un procédé de soudage électrique à points. Selon le deuxième exemple de découpe des clinquants métalliques 102, 102' illustré à la figure 5, les deux clinquants 102, 102', formant les faces intrados et extrados du renfort métallique 30, sont maintenus solidaires au niveau d'une zone de jonction 103 ainsi qu'éventuellement par deux pattes de maintien 104 de part et d'autre de la zone de jonction 103 assurant ainsi une stabilité des clinquants métalliques après l'étape de découpe 210 lors des diverses opérations de manipulation.
La confection de la poche 100 est réalisée par pliage des deux clinquants 102, 102' au niveau de la zone de jonction 103 de façon à superposer les deux clinquants 102, 102' l'un sur l'autre. Lors de l'opération de pliage, les deux pattes de maintien 104 sont retirées par exemple par des moyens de découpe.
De façon similaire au premier exemple décrit précédemment, la poche 100 est confectionnée en réalisant une liaison, par un procédé de collage ou encore un procédé de soudage, au moins au niveau des bordures 105 des deux clinquants 102, 102' définissant le profil du bord d'attaque du renfort. La troisième étape 230 est une étape de réalisation d'une préforme 110 du renfort métallique 30 par emboîtement successif d'une pluralité de poches 100. Selon un premier exemple de réalisation, l'empilement des différentes poches 100 est réalisé sur un gabarit de forme (non représenté) de façon à former la préforme 110 du renfort métallique 30. Selon ce premier exemple de réalisation, une opération supplémentaire de mise en place de la préforme dans un outillage de forme 400, illustré de manière schématique à la figure 7, est nécessaire. L'outillage 400 comporte une empreinte 410 (matrice) correspondant à la forme externe finale du renfort métallique 30 et une contre-empreinte 420 (poinçon) correspondant à la forme interne finale du renfort métallique de bord d'attaque. Selon un deuxième exemple de réalisation, l'empilement des différentes poches 100 est réalisé directement dans l'empreinte 410 ou encore sur la contre-empreinte 420.
De façon avantageuse, les poches 100 sont réalisées à partir de clinquants ayant des largeurs L différentes de sorte que la préforme 110, formée par empilement des différentes poches, respecte les exigences d'épaisseurs matières nécessaire pour la réalisation de la pièce finale (i.e. le renfort métallique 30).
II est également envisagé d'optimiser les épaisseurs de la préforme en réalisant un empilement avec des poches métalliques souples d'épaisseur différente, c'est-à-dire avec des épaisseurs variant sensiblement entre 0,05 et 0,3 mm. Les poches 100 de différente taille permettent également de réaliser simplement un empilement facilement transportable, notamment par empilement successif par ordre de taille décroissante des poches 100 tel qu'illustré à la figure 7. Ainsi, la poche de plus grande taille forme la surface externe de la préforme 110 en contact avec l'empreinte 410 et la poche de plus petite taille forme la surface interne de la préforme 110 en contact avec la contre-empreinte 420. Ainsi, les différentes poches 100 de la préforme sont englobées et maintenues par la poche externe de plus grande taille. Toutefois, un empilement différent de celui présenté précédemment est également envisagé.
Selon un autre exemple de réalisation, un insert peut être inséré entre deux poches 100 successives de manière à fournir par exemple une surépaisseur de matière plus conséquente, un renfort spécifique réalisé dans un matériau différent ou encore pour réaliser un renfort métallique creux.
A titre d'exemple, l'insert peut être un insert massif réalisé par un procédé de forgeage, d'usinage, ou encore par coulé. ou encore un insert tissé au moyen de fils métalliques par exemple avec des fils de titane et/ou des fils à base de carbure de silicium et de titane (SiC-Ti), et/ou des fils enduits de Bore (SiC-Bore), ou encore de Carbure de Silicium (SiC-SiC).
Quelle que soit la nature du matériau utilisé pour la réalisation de l'insert inséré entre les serpentins, il est nécessaire que ce matériau soit compatible avec la nature du matériau utilisé pour la réalisation des serpentins métalliques et présente des propriétés permettant le formage superplastique et le soudage diffusion.
Pour la réalisation d'un renfort métallique creux (non représenté), l'insert est un insert fugitif réalisé dans un matériau différent du matériau des clinquants métalliques 100. On entend par « insert fugitif » un insert qui n'est pas destiné à être permanant et qui est seulement nécessaire à la réalisation du renfort métallique creux de bord d'attaque. L'insert fugitif n'est donc pas présent dans le renfort métallique dans son état final et ne participe aucunement aux caractéristiques mécaniques du renfort métallique. L'insert fugitif est par exemple réalisé dans un matériau capable de résister à une haute température, de l'ordre de 900`C, une haute pression, de l'ordre de 1000 bar, et qui est compatible avec les matériaux des clinquants métalliques 100 de façon à ne pas créer d'impuretés ou d'oxydation dans la préforme 110. Le matériau de l'insert fugitif doit également pouvoir être attaqué chimiquement par dissolution au moyen d'un agent chimique. Avantageusement, l'insert fugitif est réalisé en cuivre, ou en quartz ou en silice. La forme de l'insert fugitif incorporé dans l'empilement des clinquants métalliques 100 est fonction de la forme de la cavité interne finale désirée.
La quatrième étape 240 du procédé de réalisation 200 est une étape de pressage isostatique à chaud (HIP pour Hot Isostatic Pressing en langue anglaise) de la préforme dans l'outillage 400, illustré à la figure 8. Le pressage isostatique à chaud est un procédé de fabrication très utilisé et connu pour réduire la porosité des métaux et influer sur la densité de nombreux métaux, tels que les céramiques. Le procédé de pressage isostatique permet d'améliorer en outre les propriétés mécaniques, l'exploitabilité des matériaux. Le pressage isostatique est réalisé à haute température (classiquement entre 400`C et 1400`C, et de l'ordre de 1000`C pour le titane) et à pression isostatique. Ainsi, l'application de la chaleur combinée à la pression interne élimine les espaces vides de la préforme, ainsi que les microporosités au moyen d'une combinaison de déformation plastique, de fluage, et de soudage diffusion de façon à former une pièce massive 430.
La pièce massive 430 résultant de l'étape de pressage isostatique comporte les profils interne et externe du renfort métallique 30. La pièce massive 430 est ensuite démoulée de l'outillage 400. L'étape de pressage isostatique est réalisée sous vide, avantageusement sous vide secondaire soit dans un outillage soudé dans lequel le vide secondaire est réalisé, soit sous sac à l'autoclave, le choix du procédé dépendant du nombre de pièce à produire. Le vide secondaire permet d'éviter la présence d'oxygène dans l'outillage et au niveau de la structure fibreuse, lors de l'étape de pressage isostatique du titane.
L'outillage 400 est réalisé dans un alliage mécanique dit superalliage ou alliage à haute performance. L'étape 240 de pressage isostatique peut comporter préalablement une étape 235 de nettoyage, de dégraissage et/ou d'une attaque chimique des différentes poches métalliques 100 de façon à supprimer les impuretés résiduelles de la préforme. Avantageusement, l'étape de nettoyage des impuretés est réalisée par trempage de l'ensemble fibreux dans un bain d'agent nettoyant ou d'agent chimique. Dans le cadre de fabrication d'un renfort métallique creux, le procédé selon l'invention peut comporter une étape supplémentaire d'attaque chimique de l'insert introduit lors de l'étape d'empilement des différentes poches et faisant partie intégrante de la pièce massive 430. L'attaque chimique est réalisée au moyen d'un agent chimique apte à attaquer le matériau dans lequel l'insert est réalisé. L'attaque chimique de l'insert fugitif permet de dissoudre l'insert fugitif de sorte que l'espace libéré par l'insert dissout forme la cavité interne dans le renfort métallique. Avantageusement, l'étape d'attaque chimique est réalisée par trempage de la pièce massive 430 dans un bain comportant l'agent chimique apte à dissoudre l'insert. L'agent chimique est par exemple un acide ou une base.
Avantageusement, l'agent chimique est apte à dissoudre le cuivre, le quartz ou encore la silice. En association avec ces principales étapes de réalisation, le procédé selon l'invention peut également comporter une étape de finition et de reprise par usinage de la pièce massive creuse obtenue à la sortie de l'outillage de façon à obtenir le renfort 30. Cette étape de reprise comporte : - une étape de reprise du profil de la base 39 du renfort 30 de façon à l'affiner et notamment du profil aérodynamique du bord d'attaque 31 ; - une étape de reprise des flancs 35, 37 ; cette étape consistant notamment au détourage des flancs 35, 37 et à l'amincissement des flancs intrados et extrados ; - une étape de finition permettant d'obtenir l'état de surface requis. En association avec ces principales étapes de réalisation, le procédé selon l'invention peut également comporter des étapes de contrôle non destructif du renfort 30 permettant de s'assurer de la conformité géométrique et métallurgique de l'ensemble obtenu. A titre d'exemple les contrôles non destructifs peuvent être réalisés par un procédé par rayon X. L'invention a été particulièrement décrite pour la réalisation d'un renfort métallique d'une aube composite -de turbomachine ; toutefois, l'invention est également applicable pour la réalisation d'un renfort métallique d'une aube métallique de turbomachine. L'invention a été particulièrement décrite pour la réalisation d'un renfort métallique d'un bord d'attaque d'aube de turbomachine ; toutefois, l'invention est également applicable pour la réalisation d'un renfort métallique d'un bord de fuite d'une aube de turbomachine ou encore à la réalisation d'un renfort métallique d'hélice en composite ou métallique. Les autres avantages de l'invention sont notamment les suivants : - réduction des coûts de réalisation ; - réduction du temps de réalisation ; - simplification de la gamme de fabrication ; - réduction des coûts matière.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique (30) de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine comportant successivement : - une étape (210) de découpe dans au moins une feuille métallique souple d'une pluralité de clinquants métalliques (101, 101', 102, 102') correspondant sensiblement au développé dudit renfort métallique (30) de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape (220) de confection d'une pluralité de poches métalliques (100), chaque poche métalliques (100) étant confectionnée à partir de deux clinquants métalliques découpés lors de l'étape (210) précédente ; - une étape (230) d'empilement par emboîtement de chacune desdites poches métalliques (100) de façon à former une préforme (110) dudit renfort métallique (30) de bord d'attaque ou de bord de fuite ; - une étape (240) de pressage isostatique à chaud de ladite préforme (110) provoquant l'agglomération desdites poches métalliques (100) de manière à obtenir ledit renfort métallique (30) de bord d'attaque ou de bord de fuite.
  2. 2. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon la revendication précédente caractérisé en ce que ladite étape (220) de confection d'une pluralité de poches métalliques (100) est réalisée par superposition de deux clinquants métalliques distincts (101, 101') puis par assemblage d'au moins une bordure (105) desdits deux clinquants métalliques (101, 101') par des moyens de liaison.
  3. 3. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon la revendication 1 caractérisé en ce que ladite étape (220) de confection d'une pluralité de poches métalliques (100) est réalisée par pliage d'une zone de jonction (103) entre deux clinquants métalliques (102, 102') puis par assemblage d'au moins une bordure (105) desdits deux clinquants métalliques (102, 102') par des moyens de liaison.
  4. 4. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon l'une des revendications 2 à 3 caractérisé en ce que lesdits moyens de liaison de ladite étape (220) de confection d'une pluralité de poches métalliques (100) sont des moyens de collage et/ou des moyens de soudage.
  5. 5. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon la revendication 4 caractérisé en ce que lesdits moyens de soudage sont des moyens de soudage par point.
  6. 6. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5 caractérisé en ce que ladite étape (210) de découpe est réalisée dans au moins une feuille métallique d'une épaisseur comprise entre 0,05mm et 0,3mm.
  7. 7. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 6 caractérisé en ce que ladite étape (230) d'empilement comporte une sous-étape d'incorporation d'un insert entre deux poches métalliques (100) successives.
  8. 8. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon la revendication 7 caractérisé en ce que ladite sous-étape d'incorporation d'un insert est une étape d'insertion d'un insert métallique massif, ou tissé ou un insert fugitif apte à être dissout par une attaque chimique.
  9. 9. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 8 caractérisé en ce que ladite étape (230) d'empilement par emboîtement de chacune desdites poches métalliques (100) est réalisée par empilement desdites poches métalliques (100) sur un gabarit de forme.
  10. 10. Procédé de réalisation (200) d'un renfort métallique de bord d'attaque ou de bord de fuite d'aube de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 8 caractérisé en ce que ladite étape (230) d'empilement par emboîtement de chacune des poches métalliques (100) est réalisée par empilement desdites poches métalliques (100) dans une empreinte (410) ou sur une contre-empreinte (420) d'un outillage (400) de pressage isostatique à chaud.25
FR1058078A 2010-10-05 2010-10-05 Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine. Active FR2965498B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1058078A FR2965498B1 (fr) 2010-10-05 2010-10-05 Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.
US13/877,985 US9321100B2 (en) 2010-10-05 2011-10-05 Method for producing a metal reinforcement for a turbomachine blade
GB1306141.1A GB2502428B (en) 2010-10-05 2011-10-05 Method for producing a metal reinforcement for a turbomachine blade
PCT/FR2011/052324 WO2012045980A1 (fr) 2010-10-05 2011-10-05 Procède de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1058078A FR2965498B1 (fr) 2010-10-05 2010-10-05 Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2965498A1 true FR2965498A1 (fr) 2012-04-06
FR2965498B1 FR2965498B1 (fr) 2012-09-28

Family

ID=43929105

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1058078A Active FR2965498B1 (fr) 2010-10-05 2010-10-05 Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9321100B2 (fr)
FR (1) FR2965498B1 (fr)
GB (1) GB2502428B (fr)
WO (1) WO2012045980A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017042497A1 (fr) * 2015-09-10 2017-03-16 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'un renfort de protection pour une aube (p) présentant un bord d'attaque ou de fuite courbe

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2957545B1 (fr) * 2010-03-19 2012-07-27 Snecma Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR2970715B1 (fr) * 2011-01-21 2014-10-17 Snecma Structure fibreuse tissee multicouches ayant une partie tubulaire creuse, procede de fabrication et piece composite la comportant
US10458428B2 (en) * 2013-09-09 2019-10-29 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
US10487843B2 (en) * 2013-09-09 2019-11-26 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
FR3025735B1 (fr) * 2014-09-17 2016-12-09 Europe Tech Procede de traitement d'une piece composite
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
CN109483183B (zh) * 2018-11-20 2020-08-25 上海交通大学 一种航空发动机复材风扇叶片金属加强边的制造方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2168002A (en) * 1984-12-06 1986-06-11 Rolls Royce Composite material manufacture
US4738594A (en) * 1986-02-05 1988-04-19 Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha Blades for axial fans
EP1574270A1 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
US20060138200A1 (en) * 2004-02-26 2006-06-29 Gkss-Forschungszentrum Geesthacht Gmbh Process for producing components or semi-finished products which contain intermetallic titanium aluminide alloys, and components producible by the process
EP1908919A1 (fr) * 2006-09-26 2008-04-09 Snecma Aube composite de turbomachine à renfort métallique
US20090044592A1 (en) * 2007-07-24 2009-02-19 Honda Motor Co., Ltd. Method for manufacturing an edge protector and die assemblies therefor
EP2037082A1 (fr) * 2007-09-13 2009-03-18 Snecma Dispositif d'amortissement pour aube en matériau composite

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8678771B2 (en) * 2009-12-14 2014-03-25 Siemens Energy, Inc. Process for manufacturing a component

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2168002A (en) * 1984-12-06 1986-06-11 Rolls Royce Composite material manufacture
US4738594A (en) * 1986-02-05 1988-04-19 Ishikawajima-Harima Jukogyo Kabushiki Kaisha Blades for axial fans
US20060138200A1 (en) * 2004-02-26 2006-06-29 Gkss-Forschungszentrum Geesthacht Gmbh Process for producing components or semi-finished products which contain intermetallic titanium aluminide alloys, and components producible by the process
EP1574270A1 (fr) * 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante
EP1908919A1 (fr) * 2006-09-26 2008-04-09 Snecma Aube composite de turbomachine à renfort métallique
US20090044592A1 (en) * 2007-07-24 2009-02-19 Honda Motor Co., Ltd. Method for manufacturing an edge protector and die assemblies therefor
EP2037082A1 (fr) * 2007-09-13 2009-03-18 Snecma Dispositif d'amortissement pour aube en matériau composite

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017042497A1 (fr) * 2015-09-10 2017-03-16 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'un renfort de protection pour une aube (p) présentant un bord d'attaque ou de fuite courbe
FR3040902A1 (fr) * 2015-09-10 2017-03-17 Snecma Procede de fabrication d'un renfort de protection pour une aube (p) presentant un bord d'attaque ou de fuite courbe
US10471556B2 (en) 2015-09-10 2019-11-12 Safran Aircraft Engines Method for producing a protective reinforcement for a blade (P) having a curved leading edge or trailing edge

Also Published As

Publication number Publication date
GB201306141D0 (en) 2013-05-22
GB2502428B (en) 2015-09-23
GB2502428A (en) 2013-11-27
FR2965498B1 (fr) 2012-09-28
US20130219717A1 (en) 2013-08-29
US9321100B2 (en) 2016-04-26
WO2012045980A1 (fr) 2012-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR2965498A1 (fr) Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine.
EP2593254B1 (fr) Procede de realisation d'une piece massive
EP2681004B1 (fr) Procédé de réalisation d'une pièce métallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2970891A1 (fr) Procede de realisation d’une piece metallique renforcee, telle qu’un renfort d’aube de turbomachine
EP2516107B1 (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
EP2624996B1 (fr) Procédé de réalisation d'une pièce métallique.
EP2681345B1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
CA2823525C (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique
EP2627809B1 (fr) Procede de fabrication d'une structure fibreuse metallique par tissage
EP2998062A1 (fr) Procédé de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine
CA2747121A1 (fr) Composants a bords colles
FR2961866A1 (fr) Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine
WO2011104192A1 (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2962483A1 (fr) Procede de realisation d’un renfort metallique creux d’aube de turbomachine
FR2972127A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2972126A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
WO2012117202A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2972128A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort de turbomachine
FR2962482A1 (fr) Procede de realisation d’une piece massive
FR2972125A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2953430A1 (fr) Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170719

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14