FR3093298A1 - Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite - Google Patents

Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite Download PDF

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Abstract

Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite Une pièce (10) de turbine à gaz en matériau composite comprend un renfort fibreux présentant un tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils de chaîne et une pluralité de fils de trame, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice. Le renfort fibreux densifié s’étend en largeur entre une extrémité aval et une extrémité amont suivant une direction axiale et en épaisseur entre une surface interne (11) et une surface externe (12) suivant une direction radiale. Le renfort fibreux densifié par la matrice comporte une portion évidée s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux. Une pièce de comblement en matériau composite (50) est présente dans le volume libre de la pièce délimité par la portion évidée, la pièce de comblement (50) comprenant une préforme fibreuse présentant un tissage tridimensionnel, ladite préforme fibreuse étant densifiée par une matrice. Figure pour l’abrégé : Fig. 7.

Description

Réparation ou reprise de fabrication d’une pièce en matériau composite
L'invention concerne les pièces en matériau composite de turbine à gaz, et plus particulièrement, mais non exclusivement, les carters de turbine à gaz pour moteurs aéronautiques comme les carters de soufflante.
Dans un moteur aéronautique à turbine à gaz, le carter de soufflante remplit plusieurs fonctions. Il définit notamment la veine d'entrée d'air dans le moteur, supporte éventuellement un matériau abradable en regard des sommets d'aubes de la soufflante et/ou une structure d'absorption d'ondes sonores pour le traitement acoustique en entrée du moteur et incorpore ou supporte un bouclier de rétention.
Précédemment réalisés en matériau métallique, les carters, comme le carter de soufflante, sont maintenant réalisés en matériau composite, c’est-à-dire à partir d’une préforme fibreuse densifiée par une matrice organique, ce qui permet de réaliser des pièces ayant une masse globale moins élevée que ces mêmes pièces lorsqu'elles sont réalisées en matériau métallique tout en présentant une résistance mécanique au moins équivalente sinon supérieure. La fabrication d’un carter de soufflante en matériau composite est notamment décrite dans le document US 8 322 971.
Si l’utilisation de carters en matériau composite permet de réduire la masse globale du moteur, sa réparation en cas d’endommagement ou la reprise locale de certaines zones non conformes dans le matériau composite du carter peut être problématique. En effet, une solution existante, comme celle décrite dans le document US 2007/0095457, consiste à coller un patch fibreux pré-imprégné sur la zone endommagée ou la zone à reprendre de la pièce en matériau composite, le patch pouvant être constitué d’un ou plusieurs plis fibreux. Toutefois, ce type de solution présente un risque de délaminage du patch collé. Il est, par conséquent, nécessaire de former des liaisons mécaniques supplémentaires entre le patch et la pièce en matériau composite par exemple avec des organes de type boulonnerie. L’ajout de telles liaisons entraîne une augmentation de la masse de la pièce et impacte la structure en matériau composite initiale de la pièce (réalisation de passages dans la pièce en matériau composite pour l’insertion des organes de liaison). Ce problème se pose également pour la réparation ou la reprise de fabrication d’autres pièces en matériau composite de turbine à gaz.
L’invention a pour but de proposer une solution pour la réparation ou la reprise de fabrication d’une pièce de turbine à gaz en matériau composite, par exemple un carter, ne présentant pas les inconvénients de l’art antérieur.
Ce but est atteint grâce à une pièce de turbine à gaz en matériau composite, la pièce comprenant un renfort fibreux présentant un tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils de chaîne et une pluralité de fils de trame, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval et une extrémité amont suivant une direction axiale et en épaisseur entre une surface interne et une surface externe suivant une direction radiale, caractérisé en ce que le renfort fibreux densifié par la matrice comporte au moins une portion évidée s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux et en ce qu’une pièce de comblement en matériau composite est présente dans le volume libre de la pièce délimité par ladite au moins une portion évidée, la pièce de comblement comprenant une préforme fibreuse présentant un tissage tridimensionnel, ladite préforme fibreuse étant densifiée par une matrice.
En utilisant une pièce de comblement comprenant une préforme fibreuse présentant un tissage tridimensionnel, il est possible de réaliser des réparations ou des reprises de fabrication qui présentent une grande résistance à la délamination. La réparation d’une zone endommagée ou la reprise d’une zone non conforme dans la pièce est donc particulièrement robuste tout en ayant un impact très limité sur la masse globale de la pièce.
Selon une première caractéristique de la pièce de l’invention, chaque portion évidée comporte au moins deux bords en vis-à-vis comprenant chacun des premier et deuxième biseaux, la pièce de comblement en matériau composite comprenant une première partie présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux des bords en vis-à-vis et une deuxième partie présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la partie de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux des bords en vis-à-vis. On optimise ainsi l’intégration et la tenue mécanique de la pièce de comblement dans la portion évidée.
Selon une deuxième caractéristique de la pièce de l’invention, chaque bord en vis-à-vis comprenant des premier et deuxième biseaux s’étend sur une longueur correspondant à au moins dix fois l’épaisseur de la pièce au niveau de la portion évidée. Cela permet d’optimiser la transmission des charges mécaniques sur l’interface de collage entre la pièce de comblement et la structure en matériau composite de la pièce.
Selon une troisième caractéristique de la pièce de l’invention, les première et deuxième parties de la pièce de comblement sont liées entre elles par tissage. Cela permet de renforcer encore la tenue mécanique de la pièce de comblement.
Selon une quatrième caractéristique de la pièce de l’invention, la pièce de comblement comprend en outre au moins un organe de fixation s’étendant dans ladite pièce de comblement. Il est ainsi possible de renforcer la tenue de la pièce de comblement si nécessaire, et ce sans impact sur la structure en composite de la pièce puisque que le ou les organes de fixation sont entièrement intégrés à la pièce de comblement.
L’invention a également pour objet un moteur aéronautique à turbine à gaz ayant une pièce selon l’invention, par exemple un carter de soufflante, ainsi qu’un aéronef comprenant un ou plusieurs de ces moteurs aéronautiques.
L’invention a encore pour objet un procédé de réparation d'une pièce en matériau composite pour une turbine à gaz présentant une forme de révolution, la pièce comprenant un renfort fibreux présentant un tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils de chaîne et une pluralité de file de trame, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval et une extrémité amont suivant une direction axiale et en épaisseur entre une surface interne et une surface externe suivant une direction radiale, caractérisé en ce qu’il comprend :
- l’identification d’au moins une zone endommagée dans la pièce,
- la réalisation d’une portion évidée par retrait du matériau composite au niveau de la zone endommagée de manière à former une portion évidée s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux,
- le tissage tridimensionnel d’une préforme fibreuse de pièce de comblement,
- le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans le volume libre de la pièce délimité par la portion évidée,
- l’imprégnation, avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée, de ladite préforme avec une résine précurseur d’une matrice,
- la polymérisation de la résine en matrice afin d’obtenir une pièce de comblement en matériau composite comprenant une préforme fibreuse tissée 3D, ladite pièce de comblement occupant le volume défini par la portion évidée.
Selon une première caractéristique du procédé de réparation de l’invention, la réalisation de la portion évidée comprend la formation d’au moins deux bords en vis-à-vis comprenant chacun des premier et deuxième biseaux, la préforme fibreuse de pièce de comblement comprenant une première partie présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux des bords en vis-à-vis et une deuxième partie présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux des bords en vis-à-vis.
Selon une deuxième caractéristique du procédé de réparation de l’invention, chaque bord en vis-à-vis comprenant des premier et deuxième biseaux s’étend sur une longueur correspondant à au moins dix fois l’épaisseur de la pièce au niveau de la portion évidée.
Selon une troisième caractéristique du procédé de réparation de l’invention, les première et deuxième parties de la préforme fibreuse de pièce de comblement sont liées entre elles par tissage.
Selon une quatrième caractéristique du procédé de réparation de l’invention, celui-ci comprend en outre l’intégration d’au moins un organe de fixation dans la pièce de comblement.
L’invention concerne aussi un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite pour une turbine à gaz, le procédé comprenant le tissage en une seule pièce par tissage tridimensionnel d’une texture fibreuse en forme de bande, la mise en forme de ladite texture par enroulement sur un outillage de support de manière à former un renfort fibreux de la pièce et la densification du renfort fibreux par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval et une extrémité amont suivant une direction axiale et en épaisseur entre une surface interne et une surface externe suivant une direction radiale, caractérisé en ce qu’il comprend :
- l’identification d’au moins une zone non conforme dans la pièce,
- la réalisation d’une portion évidée par retrait du matériau composite au niveau de la zone non conforme de manière à former une portion évidée s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux,
- le tissage tridimensionnel d’une préforme fibreuse de pièce de comblement,
- le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans le volume libre de la pièce délimité par la portion évidée,
- l’imprégnation, avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée, de ladite préforme avec une résine précurseur d’une matrice,
- la polymérisation de la résine en matrice afin d’obtenir une pièce de comblement en matériau composite comprenant une préforme fibreuse tissée 3D, ladite pièce de comblement occupant le volume défini par la portion évidée.
Selon une première caractéristique du procédé de fabrication de l’invention, la réalisation de la portion évidée comprend la formation d’au moins deux bords en vis-à-vis comprenant chacun des premier et deuxième biseaux, la préforme fibreuse de pièce de comblement comprenant une première partie présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux des bords en vis-à-vis et une deuxième partie présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux des bords en vis-à-vis.
Selon une deuxième caractéristique du procédé de fabrication de l’invention, chaque bord en vis-à-vis comprenant des premier et deuxième biseaux s’étend sur une longueur correspondant à au moins dix fois l’épaisseur de la pièce au niveau de la portion évidée.
La figure 1 est une vue en perspective d’un moteur aéronautique comprenant un carter de soufflante,
La figure 2 est une demi-vue vue en coupe axiale du carter de soufflante du moteur de la figure 1,
La figure 3 est vue partielle en perspective du carter de soufflante de la figure 1 montrant la réalisation d’une portion évidée dans la carter de soufflante conformément à un mode de réalisation de l’invention,
La figure 4 est une vue en coupe radiale de la portion évidée illustrée sur la figure 3 suivant le plan de coupe IV,
La figure 5 est une vue en coupe radiale de la portion évidée illustrée sur la figure 3 montrant le placement d’une préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée,
La figure 6 illustre schématiquement une armure de tissage tridimensionnel de type interlock utilisée pour réaliser une partie de préforme fibreuse de pièce de comblement,
La figure 7 est une vue en coupe radiale montrant la présence d’une pièce de comblement dans la portion évidée illustrée sur la figure 3,
La figure 8 est une vue en coupe radiale montrant la présence d’une pièce de comblement munie d’un organe de fixation dans la portion évidée illustrée sur la figure 3,
illustre schématiquement une armure de tissage tridimensionnel de type interlock utilisée pour réaliser une préforme fibreuse de pièce de comblement en une seule pièce.
L'invention s'applique d'une manière générale à toute pièce en matériau composite à matrice organique de turbine à gaz.
L'invention sera décrite ci-après dans le cadre de son application à un carter de soufflante de moteur aéronautique à turbine à gaz.
Un tel moteur, comme montré très schématiquement par la figure 1 comprend, de l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement de flux gazeux, une soufflante 1 disposée en entrée du moteur, un compresseur 2, une chambre de combustion 3, une turbine haute-pression 4 et une turbine basse pression 5.
Le moteur est logé à l'intérieur d'un carter comprenant plusieurs parties correspondant à différents éléments du moteur. Ainsi, la soufflante 1 est entourée par un carter de soufflante 10 présentant une forme de révolution.
La figure 2 montre le profil (en coupe axiale) du carter de soufflante 10 qui est ici réalisé en matériau composite à matrice organique, c’est-à-dire à partir d’un renfort en fibres par exemple de carbone, verre, aramide ou céramique, densifié par une matrice en polymère, par exemple époxide, bismaléimide ou polyimide. Le renfort fibreux est réalisé à partir d’une texture fibreuse en forme de bande obtenue par tissage tridimensionnel en une seule pièce, la texture étant mise en forme par enroulement sur un outillage de support. Le renfort fibreux ainsi constitué est ensuite densifié par une matrice. La fabrication d’un tel carter est notamment décrite dans le document US 8 322 971. La surface interne 11 du carter définit la veine d’entrée d’air du moteur.
Le carter 10 en matériau composite (renfort fibreux densifié par une matrice) présente une forme de révolution et s’étend en largeur entre une extrémité aval 17 et une extrémité amont 18 suivant une direction axiale DAet en épaisseur entre une surface interne 11 et une surface externe 12 suivant une direction radiale DR. Le carter 10 peut être muni de brides externes 14, 15 à ses extrémités amont et aval afin de permettre son montage et sa liaison avec d'autres éléments. Entre ses extrémités amont 17 et aval 18, le carter 10 présente une épaisseur variable, une partie 16 du carter ayant une plus forte épaisseur que les parties d'extrémité en se raccordant progressivement à celle-ci. La partie 16 s'étend de part et d'autre de l'emplacement de la soufflante, vers l'amont et l'aval, afin de former une zone de rétention capable de retenir des débris, particules ou objets ingérés en entrée du moteur, ou provenant de l'endommagement d'aubes de la soufflante, et projetés radialement par rotation de la soufflante, pour éviter qu'ils traversent le carter et endommagent d'autres parties de l'aéronef.
Sur la figure 1, le carter 10 présente une zone endommagée 20 résultant par exemple d’un débris d’aube projetée sur la surface interne 11 du carter. Conformément au procédé de réparation de l’invention, on usine le carter au niveau de la zone endommagée 20 afin de retirer le matériau composite touché. Le retrait du matériau composite est réalisé sur une surface déterminée du carter couvrant au moins la zone identifiée comme endommagée et sur toute l’épaisseur du carter. On obtient ainsi, comme illustrée sur les figures 3 et 4, une portion évidée 30 qui débouche à la fois sur la surface interne 11 et sur la surface externe 12 du carter 10. Dans l’exemple décrit ici et selon une caractéristique particulière de l’invention, les bords 31, 32, 33 et 34 de la portion évidée comportent chacun respectivement un premier biseau comme les biseaux 310 et 330 illustrés sur la figure 4 respectivement pour les bords 31 et 33 et un deuxième biseau comme les biseaux 311 et 331 illustrés sur la figure 4 respectivement pour les bords 31 et 33. La portion évidée 30 délimite un volume libre de matière 35 destinée à être occupé par une pièce de comblement comme expliqué ci-après.
Toujours conformément au procédé de réparation de l’invention, on réalise par tissage tridimensionnel une préforme fibreuse de pièce de comblement destinée à être placée dans le volume délimité par la portion évidée 30. Dans l’exemple décrit ici et comme illustrée sur la figure 5, une préforme fibreuse de pièce de comblement 40 est composée d’une première partie 41 et d’une deuxième partie 42.
Le tissage tridimensionnel de la préforme fibreuse de pièce de comblement peut être réalisé avec une armure de type interlock à plusieurs couches de fils de chaîne et de fils de trame. La figure 6 montre un exemple d'armures interlock pour la première partie 41 de la préforme fibreuse de pièce de comblement 40. Sur la figure 6, les fils de trame sont en coupe. Un tissage tridimensionnel avec armure interlock est un tissage dans lequel chaque fil de chaîne relie entre elles plusieurs couches de fils de trame, les trajets des fils de chaîne étant identiques. Une augmentation/diminution progressive d'épaisseur est obtenue par ajout/retrait d'une ou plusieurs couches de fils de chaîne et de trame. La deuxième partie 42 de la préforme fibreuse de pièce de comblement 40 peut être réalisée avec la même armure de tissage.
D'autres modes de tissage tridimensionnel sont envisageables tel que par exemple des tissages multicouches à armures multi-satin ou multi-toile. Des armures de ce type sont décrites dans le document US 2010/0144227.
La préforme fibreuse de pièce de comblement est tissée de préférence avec des fibres de même nature que celles utilisées pour réaliser le renfort fibreux du carter.
Une fois la préforme fibreuse de pièce de comblement 40 réalisée, on place celle-ci dans le volume libre 35 délimité par la portion évidée 30.
Les première et deuxième parties 41 et 42 de la préforme fibreuse 40 présentent chacune une géométrie adaptée à la partie du volume libre 35 à combler. Plus précisément, dans l’exemple décrit ici et telle qu’illustrée sur la figure 5, la première partie 41 présente une géométrie complémentaire de la partie du volume libre 35 de la portion évidée définie entre les premiers biseaux des bords en vis-à-vis (premiers biseaux 310 et 330 des bords 31 et 33 illustrés sur la figure 5) tandis que la deuxième partie 42 présente une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume libre 35 de la portion évidée 30 définie entre les deuxièmes biseaux des bords en vis-à-vis (deuxième biseaux 311 et 331 des bords 31 et 33 illustrés sur la figure 5). Chaque bord en vis-à-vis comprenant des premier et deuxième biseaux s’étend sur une longueur correspondant à au moins dix fois l’épaisseur du carter au niveau de la portion évidée. Comme illustrés par exemple sur les figures 4 et 5, les bords 31 et 33 s’étendent chacun respectivement sur une longueur L31et L33qui est égale à au moins dix fois la valeur de l’épaisseur E10du carter 10 au niveau de la portion évidée 30. Cela permet d’optimiser la transmission des charges mécaniques sur l’interface de collage entre la pièce de comblement et la structure en matériau composite du carter.
La préforme fibreuse de pièce de comblement 40 est imprégnée avec une résine précurseur d’une matrice. L’imprégnation de la préforme 40 peut être réalisée avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement 40 dans la portion évidée 30. La résine est de préférence choisie de manière à correspondre à un précurseur de matrice de même nature que la matrice avec laquelle le renfort fibreux du carter est densifié.
On procède ensuite à la transformation de la résine en matrice, par exemple par traitement thermique, afin d’obtenir, comme représenté sur la figure 7, une pièce de comblement en matériau composite 50 comprenant une préforme fibreuse tissée 3D densifiée par une matrice, la pièce de comblement 50 occupant le volume libre défini par la portion évidée. La pièce de comblement en matériau composite 50 comprend une première partie 51 présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux 310 et 330 des bords en vis-à-vis 31 et 33 et une deuxième partie 52 présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la partie de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux 311 et 331 des bords en vis-à-vis 31 et 32. La pièce de comblement 50 s’intègre complètement dans la structure du carter. La transformation de la résine en matrice permet à la pièce de comblement d’adhérer avec les portions de matériau composite du carter avec lesquelles elle est en contact, ici les premier et deuxième biseaux de chaque bord de la portion évidée. Un agent de collage peut être en outre déposé sur l’interface de collage entre la pièce de comblement et les bords de la portion évidée afin de renforcer l’interface de collage.
Selon une caractéristique particulière de l’invention, la tenue mécanique de la pièce peut être renforcée par l’intégration d’un ou plusieurs organes de fixation dans la pièce de comblement, comme par exemple l’organe 60 représenté sur la figure 8 qui comprend une vis 61 traversant la pièce de comblement 50 et un écrou de serrage 62 coopérant avec l’extrémité libre de la vis 61. Le ou les organes de fixation n’ont pas d’impact sur la structure du carter car ils ne sont pas en contact avec celle-ci mais seulement avec la pièce de comblement.
Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, les première et deuxième parties de la préforme fibreuse de pièce de comblement peuvent être liées entre elles par tissage.
La figure 9 montre un exemple d'armures interlock d’une préforme fibreuse de pièce de comblement 70 dans laquelle les première et deuxième parties 71 et 72 sont liées entre elles par tissage. Sur la figure 9, les fils de trame sont en coupe. Dans ce cas, on utilise la déformabilité de la préforme fibreuse 70 pour l’insérer dans le volume libre défini par la portion évidée.
L’invention s’applique également pour la reprise ou retouche de fabrication d’un carter en matériau composite.
De manière connue, la réalisation d’un carter en matériau composite débute par la formation d’une texture fibreuse sous forme d’une bande obtenue par tissage tridimensionnel comme par exemple un tissage à armure "interlock" ou un tissage suivant une des armures décrites dans le document US 2010/0144227. La structure fibreuse peut être notamment tissée à partir de fils de fibres de carbone, de céramique telle que du carbure de silicium, de verre, ou encore d’aramide.
Le renfort fibreux du carter est formé par enroulement sur un mandrin de la texture fibreuse, le mandrin ayant un profil correspondant à celui du carter à réaliser. Le renfort fibreux constitue une préforme fibreuse tubulaire complète du carter formant une seule pièce. A cet effet, le mandrin présente une surface externe dont le profil correspond à la surface interne du carter à réaliser et deux flasques pour former des parties de préforme fibreuse correspondant aux brides du carter.
On procède ensuite à la densification du renfort fibreux par une matrice. La densification du renfort fibreux consiste à combler la porosité du renfort, dans tout ou partie du volume de celui-ci, par le matériau constitutif de la matrice. La matrice peut être obtenue de façon connue en soi suivant le procédé par voie liquide.
Le procédé par voie liquide consiste à imprégner le renfort fibreux par une composition liquide contenant un précurseur organique du matériau de la matrice. Le précurseur organique se présente habituellement sous forme d'un polymère, tel qu'une résine, éventuellement dilué dans un solvant. Le renfort fibreux est placé dans un moule pouvant être fermé de manière étanche avec un logement ayant la forme de la pièce finale moulée. Ensuite, on injecte le précurseur liquide de matrice, par exemple une résine, dans tout le logement pour imprégner toute la partie fibreuse du renfort.
La transformation du précurseur en matrice organique, à savoir sa polymérisation, est réalisée par traitement thermique, généralement par chauffage du moule, après élimination du solvant éventuel et réticulation du polymère, le renfort étant toujours maintenu dans le moule ayant une forme correspondant à celle de la pièce à réaliser. La matrice organique peut être notamment obtenue à partir de résines époxydes, telle que, par exemple, la résine époxyde à hautes performances vendue, ou de précurseurs liquides de matrices carbone ou céramique.
Dans le cas de la formation d'une matrice carbone ou céramique, le traitement thermique consiste à pyrolyser le précurseur organique pour transformer la matrice organique en une matrice carbone ou céramique selon le précurseur utilisé et les conditions de pyrolyse. A titre d'exemple, des précurseurs liquides de carbone peuvent être des résines à taux de coke relativement élevé, telles que des résines phénoliques, tandis que des précurseurs liquides de céramique, notamment de SiC, peuvent être des résines de type polycarbosilane (PCS) ou polytitanocarbosilane (PTCS) ou polysilazane (PSZ). Plusieurs cycles consécutifs, depuis l'imprégnation jusqu'au traitement thermique, peuvent être réalisés pour parvenir au degré de densification souhaité.
La densification du renfort fibreux peut être réalisée par le procédé bien connu de moulage par transfert dit RTM ("Resin Transfert Moulding"). Conformément au procédé RTM, on place le renfort fibreux dans un moule présentant la forme du carter à réaliser. Une résine thermodurcissable est injectée dans l'espace interne délimité entre la pièce en matériau rigide et le moule et qui comprend le renfort fibreux. Un gradient de pression est généralement établi dans cet espace interne entre l'endroit où est injecté la résine et les orifices d'évacuation de cette dernière afin de contrôler et d'optimiser l'imprégnation du renfort par la résine.
La résine utilisée peut être, par exemple, une résine époxyde. Les résines adaptées pour les procédés RTM sont bien connues. Elles présentent de préférence une faible viscosité pour faciliter leur injection dans les fibres. Le choix de la classe de température et/ou la nature chimique de la résine est déterminé en fonction des sollicitations thermomécaniques auxquelles doit être soumise la pièce. Une fois la résine injectée dans tout le renfort, on procède à sa polymérisation par traitement thermique conformément au procédé RTM.
Après l'injection et la polymérisation, la pièce est démoulée. Au final, la pièce est détourée pour enlever l'excès de résine et les chanfreins sont usinés pour obtenir un carter en matériau composite comme le carter 10 illustré en figures 1 et 2.
A l’issue de cette fabrication, il se peut que le carter présente des défauts comme par exemple une ou plusieurs zones dites « sèches » correspondant à des parties de carter où le renfort fibreux est dépourvu de matrice ou n’en contient pas suffisamment. Dans ce cas, après la fabrication du carter, celui-ci est inspecté pour détecter éventuellement une ou plusieurs zones non conformes dans celui-ci. Si c’est le cas, le procédé de fabrication d’un carter en matériau composite selon l’invention comprend en outre les étapes suivantes :
- la réalisation d’une portion évidée par retrait du matériau composite au niveau de la zone non conforme de manière à former une portion évidée s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux,
- le tissage tridimensionnel d’une préforme fibreuse de pièce de comblement,
- le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans le volume libre du carter délimité par la portion évidée,
- l’imprégnation, avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée, de ladite préforme avec une résine précurseur d’une matrice,
- la transformation de la résine en matrice afin d’obtenir une pièce de comblement en matériau composite comprenant une préforme fibreuse tissée 3D, ladite pièce de comblement occupant le volume défini par la portion évidée.
Le retrait du matériau composite est réalisé sur une surface déterminée du carter couvrant au moins la zone non conforme et sur toute l’épaisseur du carter. On obtient ainsi une portion évidée qui débouche à la fois sur la surface interne et sur la surface externe du carter, comme la portion évidée 30 illustrée sur les figures 3 et 4 dont les bords comportent chacun respectivement des premier et deuxième biseaux. La portion évidée délimite un volume libre de matière destinée à être occupé par une pièce de comblement comme expliqué ci-après.
La préforme fibreuse de pièce de comblement est obtenue par tissage tridimensionnel et peut être formée de deux parties distinctes comme les première et deuxième parties 41 et 42 de la préforme fibreuse de pièce de comblement 40 illustrée sur la figure 5, ou de deux parties liées entre elles par tissage comme les première et deuxième parties 71 et 72 de la préforme fibreuse de pièce de comblement 70 illustrées sur la figure 9.
La préforme fibreuse de pièce de comblement est tissée de préférence avec des fibres de même nature que celles utilisées pour réaliser le renfort fibreux du carter. Les première et deuxième parties de la préforme fibreuse de pièce de comblement présentent chacune une géométrie adaptée à la partie du volume libre défini par la portion évidée à combler comme déjà décrit précédemment.
Une fois la préforme fibreuse de pièce de comblement réalisée, on place celle-ci dans le volume libre délimité par la portion évidée.
La préforme fibreuse de pièce de comblement est imprégnée avec une résine précurseur d’une matrice. L’imprégnation de la préforme peut être réalisée avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée. La résine est de préférence choisie de manière à correspondre à un précurseur de matrice de même nature que la matrice avec laquelle le renfort fibreux du carter est densifié.
On procède ensuite à la transformation de la résine en matrice, par exemple par traitement thermique, afin d’obtenir, une pièce de comblement en matériau composite comprenant une préforme fibreuse tissée 3D densifiée par une matrice comme la pièce de comblement en matériau composite 50 représentée sur la figure 7, la pièce de comblement occupant le volume libre défini par la portion évidée.
Selon une caractéristique particulière de l’invention, la tenue mécanique de la pièce peut être renforcée par l’intégration d’un ou plusieurs organes de fixation dans la pièce de comblement, comme par exemple l’organe 60 représenté sur la figure 8 qui comprend une vis 61 traversant la pièce de comblement 50 et un écrou de serrage 62 coopérant avec l’extrémité libre de la vis 61. Le ou les organes de fixation n’ont pas d’impact sur la structure du carter car ils ne sont pas en contact avec celle-ci mais seulement avec la pièce de comblement.

Claims (15)

  1. Pièce (10) de turbine à gaz en matériau composite, la pièce comprenant un renfort fibreux présentant un tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils de chaîne et une pluralité de fils de trame, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval (17) et une extrémité amont (18) suivant une direction axiale (DA) et en épaisseur entre une surface interne (11) et une surface externe (12) suivant une direction radiale (DR),
    caractérisé en ce que le renfort fibreux densifié par la matrice comporte au moins une portion évidée (30) s’étendant sur toute l’épaisseur (E10) du renfort fibreux et en ce qu’une pièce de comblement en matériau composite (50) est présente dans le volume libre (35) de la pièce délimité par ladite au moins une portion évidée, la pièce de comblement (50) comprenant une préforme fibreuse (40) présentant un tissage tridimensionnel, ladite préforme fibreuse étant densifiée par une matrice.
  2. Pièce selon la revendication 1, dans lequel chaque portion évidée (30) comporte au moins deux bords en vis-à-vis (31, 33) comprenant chacun des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331), la pièce de comblement en matériau composite (50) comprenant une première partie (51) présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux (310, 330) des bords en vis-à-vis (31, 33) et une deuxième partie (52) présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la partie de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux (311, 331) des bords en vis-à-vis (31, 33).
  3. Pièce selon la revendication 2, dans lequel chaque bord en vis-à-vis (31, 33) comprenant des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331) s’étend sur une longueur (L31, L33) correspondant à au moins dix fois l’épaisseur (E10) de la pièce au niveau de la portion évidée (30).
  4. Pièce selon la revendication 2 ou 3, dans lequel les première et deuxième parties de la pièce de comblement sont liées entre elles par tissage.
  5. Pièce selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel la pièce de comblement (50) comprend en outre au moins un organe de fixation (60) s’étendant dans ladite pièce de comblement.
  6. Moteur aéronautique à turbine à gaz ayant une pièce en matériau composite (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5.
  7. Aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs selon la revendication 6.
  8. Procédé de réparation d'une pièce (10) en matériau composite pour une turbine à gaz, la pièce comprenant un renfort fibreux présentant un tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils de chaîne et une pluralité de file de trame, ledit renfort fibreux étant densifié par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval (17) et une extrémité amont (18) suivant une direction axiale (DA) et en épaisseur entre une surface interne (11) et une surface externe (12) suivant une direction radiale (DR), caractérisé en ce qu’il comprend :
    - l’identification d’au moins une zone endommagée (20) dans la pièce,
    - la réalisation d’une portion évidée par retrait du matériau composite au niveau de la zone endommagée (20) de manière à former une portion évidée (20) s’étendant sur toute l’épaisseur (E10) du renfort fibreux,
    - le tissage tridimensionnel d’une préforme fibreuse de pièce de comblement (40),
    - le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement (40) dans le volume libre (35) de la pièce délimité par la portion évidée (30),
    - l’imprégnation, avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée, de ladite préforme avec une résine précurseur d’une matrice,
    - la polymérisation de la résine en matrice afin d’obtenir une pièce de comblement en matériau composite (50) comprenant une préforme fibreuse tissée 3D, ladite pièce de comblement occupant le volume défini par la portion évidée.
  9. Procédé de réparation selon la revendication 8, dans lequel la réalisation de la portion évidée (30) comprend la formation d’au moins deux bords en vis-à-vis (31, 33) comprenant chacun des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331), la préforme fibreuse de pièce de comblement (40) comprenant une première partie (41) présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux (310, 330) des bords en vis-à-vis (31, 33) et une deuxième partie (42) présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux (311, 331) des bords en vis-à-vis (31, 33).
  10. Procédé de réparation selon la revendication 9, dans lequel chaque bord en vis-à-vis (31, 33) comprenant des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331) s’étend sur une longueur (L31, L33) correspondant à au moins dix fois l’épaisseur (E10) de la pièce au niveau de la portion évidée (30).
  11. Procédé de réparation selon la revendication 9 ou 10, dans lequel les première et deuxième parties (71, 72) de la préforme fibreuse de pièce de comblement (70) sont liées entre elles par tissage.
  12. Procédé de réparation selon l’une quelconque des revendications 8 à 11, comprenant en outre l’intégration d’au moins un organe de fixation (60) dans la pièce de comblement (50).
  13. Procédé de fabrication d'une pièce (10) en matériau composite pour une turbine à gaz, le procédé comprenant le tissage en une seule pièce par tissage tridimensionnel d’une texture fibreuse en forme de bande, la mise en forme de ladite texture par enroulement sur un outillage de support de manière à former un renfort fibreux de la pièce et la densification du renfort fibreux par une matrice, ledit renfort fibreux densifié s’étendant en largeur entre une extrémité aval (17) et une extrémité amont (18) suivant une direction axiale (DA) et en épaisseur entre une surface interne (11) et une surface externe (12) suivant une direction radiale (DR), caractérisé en ce qu’il comprend :
    - l’identification d’au moins une zone non conforme dans la pièce,
    - la réalisation d’une portion évidée par retrait du matériau composite au niveau de la zone non conforme de manière à former une portion évidée (30) s’étendant sur toute l’épaisseur du renfort fibreux,
    - le tissage tridimensionnel d’une préforme fibreuse de pièce de comblement (40),
    - le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement (40) dans le volume libre (35) de la pièce délimité par la portion évidée (30),
    - l’imprégnation, avant ou après le placement de la préforme fibreuse de pièce de comblement dans la portion évidée, de ladite préforme avec une résine précurseur d’une matrice,
    - la polymérisation de la résine en matrice afin d’obtenir une pièce de comblement en matériau composite (50) comprenant une préforme fibreuse tissée 3D, ladite pièce de comblement occupant le volume défini par la portion évidée.
  14. Procédé de fabrication selon la revendication 13, dans lequel la réalisation de la portion évidée (30) comprend la formation d’au moins deux bords en vis-à-vis (31, 33) comprenant chacun des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331), la préforme fibreuse de pièce de comblement (40) comprenant une première partie (41) présentant une géométrie complémentaire d’une partie du volume de la portion évidée définie entre les premiers biseaux (310, 330) des bords en vis-à-vis (31, 33) et une deuxième partie (42) présentant une géométrie complémentaire de l’autre partie du volume de la portion évidée définie entre les deuxièmes biseaux (311, 331) des bords en vis-à-vis (31, 33).
  15. Procédé selon la revendication 14, dans lequel chaque bord en vis-à-vis (31, 33) comprenant des premier et deuxième biseaux (310, 311, 330, 331) s’étend sur une longueur (L31, L33) correspondant à au moins dix fois l’épaisseur (E10) de la pièce au niveau de la portion évidée (30).
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