FR3100737A1 - Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement - Google Patents

Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement Download PDF

Info

Publication number
FR3100737A1
FR3100737A1 FR1910078A FR1910078A FR3100737A1 FR 3100737 A1 FR3100737 A1 FR 3100737A1 FR 1910078 A FR1910078 A FR 1910078A FR 1910078 A FR1910078 A FR 1910078A FR 3100737 A1 FR3100737 A1 FR 3100737A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
fibrous
preform
sacrificial
sectors
mandrel
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
FR1910078A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3100737B1 (fr
Inventor
Hubert Jean Marie FABRE
Maxime Marie Désiré BLAISE
Maxime GUILLOT
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1910078A priority Critical patent/FR3100737B1/fr
Publication of FR3100737A1 publication Critical patent/FR3100737A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3100737B1 publication Critical patent/FR3100737B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
    • 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
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/30—Mounting, exchanging or centering
    • 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
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • B29C70/345—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation using matched moulds
    • 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
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • 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
    • B29L2031/748—Machines or parts thereof not otherwise provided for
    • B29L2031/7504—Turbines
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Moulds For Moulding Plastics Or The Like (AREA)
  • Injection Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement Un Procédé de fermeture d’un moule d’injection (100) pour la fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite, le moule comprenant un mandrin (110) supportant une préforme fibreuse (20) et une pluralité de secteurs angulaires (120) comprenant une base annulaire (121) destinée à venir en contact de la texture fibreuse (20), la base annulaire s’étendant entre des premier et deuxième bords latéraux (124, 125) suivant une direction circonférentielle (DC). Le procédé comprend le positionnement et la fixation successifs des secteurs angulaires (120) sur le mandrin (110), la base annulaire (121) de chaque secteur compactant la portion de préforme fibreuse présente en vis-à-vis, les bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) de chaque secteur angulaire (120) étant en contact avec les bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) des secteurs adjacents. Avant le positionnement et la fixation des secteurs angulaires sur le mandrin, des plis fibreux sacrificiels (200) sont placés sur la surface exposée de la préforme fibreuse (20), chaque pli fibreux sacrificiel (200) couvrant une zone de la préforme fibreuse située en regard d’une zone de jonction entre deux bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) de deux secteurs angulaires adjacents 120). Figure pour l’abrégé : Fig. 4.

Description

Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication de pièces de révolution telles que des carters de turbine à gaz.
Dans le domaine aéronautique, on cherche à réduire la masse des composants des moteurs tout en maintenant à un haut niveau leurs propriétés mécaniques. Par exemple, dans une turbomachine aéronautique, le carter de soufflante définissant le contour de la veine d'entrée d'air du moteur et à l'intérieur duquel est logé le rotor supportant les aubes de la soufflante est maintenant réalisé en matériau composite.
La fabrication d'un carter de soufflante en matériau composite débute par la mise en place par enroulement d'un renfort en fibres sur un mandrin dont le profil épouse celui du carter à réaliser. Le renfort fibreux peut être réalisé, par exemple, par tissage tridimensionnel ou multicouche comme cela est décrit dans le brevet US 8 322 971. Ce renfort fibreux est mis en forme pour constituer une seule pièce comprenant une portion tubulaire et des flasques correspondant aux brides du carter. La fabrication se poursuit par la densification de la préforme fibreuse par une matrice polymère qui consiste à imprégner la préforme par une résine et à polymériser cette dernière pour obtenir la pièce finale.
L'invention concerne plus particulièrement le mode de fabrication où l'imprégnation de la préforme fibreuse est réalisée par le procédé de moulage par injection dit RTM (pour Resin Transfert Moulding). Selon ce procédé, on enferme la préforme fibreuse dans un moule rigide de géométrie figée comprenant un mandrin ou tambour sur lequel la préforme fibreuse est enroulée et un contre-moule que l'on vient déposer sur la préforme fibreuse et dont la forme correspond à la pièce de révolution que l'on souhaite obtenir, et on injecte la résine sous pression et température contrôlée à l'intérieur du moule après avoir rapproché les parois des deux parties de moule et y avoir fait le vide le cas échéant. Une fois la résine injectée, on procède à sa polymérisation par chauffage du moule et après l'injection et la polymérisation, la pièce finale est démoulée puis détourée pour enlever les excès de résine et les chanfreins sont usinés pour obtenir la pièce souhaitée, par exemple un carter.
Comme la préforme est foisonnée au moment de son enroulement sur le mandrin, c’est-à-dire qu’elle présente une surépaisseur par rapport à l’épaisseur théorique de la pièce finie, la fermeture du moule assure aussi la fonction de compactage définitif de la préforme pour l’amener à son épaisseur finale.
La figure 1 illustre un moule d’injection RTM 300 composé d’un tambour ou mandrin 310 sur lequel est enroulée une préforme fibreuse 30 et d’un contre-moule formé par une pluralité de secteur angulaires 320. La fermeture du moule est réalisée par les secteurs angulaires 320 qui assurent le compactage de la préforme. Un procédé de fermeture d’un tel moule est notamment décrit dans le document US 2018/370082.
Toutefois, la fermeture du moule par de tels secteurs angulaires s’avère être une opération délicate. En effet, comme illustré sur la figure 2A, on place d’abord un secteur sur deux qui compacte chacun localement la préforme fibreuse. La préforme fibreuse 30 présente des boursouflures 31 au voisinage des extrémités de chaque secteur angulaire 320 car elle n’est plus compactée. La fermeture du moule se poursuit par le positionnement des secteurs angulaires restants entre les secteurs déjà positionnés comme illustré sur les figures 2B et 2C. Lors de la mise en place de ces secteurs, les boursouflures 31 sont repoussées contre les bords des secteurs déjà positionnés car la préforme est chassée du milieu du secteur par la compaction. En outre, la forme des secteurs et la direction de fermeture du moule font qu’il subsiste un espace entre les secteurs jusqu’au dernier moment de la fermeture du moule. Une partie des boursouflures 31 pénètrent alors dans cet espace pour être finalement pincée entre les bords des secteurs adjacents comme représenté sur la figure 2C. Les fibres de la préforme ainsi pincées entraînent la création de défauts dits « pinch fibers » sur la pièce finie. En effet, ces fibres pincées (« pinch fibers ») se retrouvent sur la pièce finie, c’est-à-dire après injection de la résine dans préforme et transformation de celle-ci en matrice, sous forme de boursouflures présentes sur la surface externe de la pièce. Afin d’avoir un état de surface satisfaisant, les boursouflures sont poncées, ce qui entraîne une rupture dans la continuité des fils ou torons dans la pièce et, par conséquent, un abattement important des propriétés mécaniques de cette dernière.
L’invention a pour but de proposer une solution qui évite les inconvénients précités.
Ce but est atteint notamment grâce à un procédé de fermeture d’un moule d’injection pour la fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite, le moule comprenant :
- un mandrin supportant une préforme fibreuse obtenue par enroulement d’une bande fibreuse, le mandrin comprenant une paroi annulaire dont le profil de la surface extérieure correspond à celui de la surface interne de la pièce à fabriquer,
- une pluralité de secteurs angulaires comprenant une base annulaire destinée à venir en contact de la texture fibreuse, la base annulaire s’étendant entre des premier et deuxième bords longitudinaux suivant une direction axaiale et entre des premier et deuxième bords latéraux suivant une direction circonférentielle,
le procédé comprenant le positionnement et la fixation successifs des secteurs angulaires sur le mandrin, la base annulaire de chaque secteur compactant la portion de préforme fibreuse présente en vis-à-vis, les bords latéraux de la base annulaire de chaque secteur angulaire étant en contact avec les bords latéraux de la base annulaire des secteurs adjacents,
caractérisé en ce que, avant le positionnement et la fixation des secteurs angulaires sur le mandrin, des plis fibreux sacrificiels sont placés sur la surface exposée de la préforme fibreuse, chaque pli fibreux sacrificiel couvrant une zone de la préforme fibreuse située en regard d’une zone de jonction entre deux bords latéraux de la base annulaire de deux secteurs angulaires adjacents.
Ainsi, selon le procédé de l’invention, la préforme fibreuse est mieux protégée des éventuels pincements entre deux secteur angulaires adjacents lors de la fermeture du moule. En effet, grâce à la présence de plis fibreux sacrificiels couvrant la préforme dans des zones correspondant aux zones de jonction entre les secteurs, ce sont les fibres de ces plis qui sont susceptibles d’être pincées entre deux secteurs. Par conséquent, on diminue grandement le risque de rupture de fibres appartenant à la préforme lors du retrait de défauts de type « pinch fibers » sur la pièce finie.
Selon une caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, chaque pli fibreux sacrificiel présente une épaisseur supérieure ou égale à 0,5 mm.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, les plis sacrificiels comprennent des fibres en un matériau ayant une couleur différente de la couleur des fibres de la préforme fibreuse. Cela permet de confirmer que seul un pli sacrificiel a été pincé entre deux secteurs adjacents ou de détecter un éventuel pincement d’une portion de la préforme avec un pli sacrificiel.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, la préforme fibreuse comprend des fibres de carbone tandis que les plis fibreux sacrificiels comprennent des fibres de verre. En outre de présenter une couleur blanche par rapport à la couleur noire des fibres de carbone, les fibres de verre ont un faible coût d’approvisionnement.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, les plis fibreux sacrificiels correspondent à une texture fibreuse choisie parmi : un tissu bidimensionnel, une strate unidirectionnelle, une strate multiaxiale, un mat non tissé. Chaque pli fibreux sacrificiel peut correspondre en particulier à un tissu bidimensionnel comprenant des torons ayant un titre similaire à celui des fils de la préforme fibreuse, ce qui facilite le pincement seul des plis sacrificiels.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, des secteurs angulaires sont d’abord positionnés et fixés sur le mandrin à une distance déterminée les uns des autres de manière à ménager un espace entre deux secteurs angulaires, les secteurs angulaires restants étant ensuite positionnés et fixés sur le mandrin dans les espaces ménagés entre les secteurs angulaires déjà fixés.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de fermeture d’un moule d’injection de l’invention, chaque secteur angulaire comporte des première et deuxième rainures présentes respectivement sur les première et deuxième faces latérales, les rainures s’étendant suivant la direction axiale, un joint d’étanchéité étant logé à la fois dans la première rainure d’une première face latérale d’un secteur angulaire et dans la deuxième rainure d’une deuxième face latérale d’un secteur angulaire adjacent.
L’invention a également pour objet un procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite comprenant:
- la réalisation par tissage tridimensionnel ou multicouche d’une texture fibreuse sous forme d’une bande,
- l’enroulement de la texture fibreuse sur plusieurs tours superposés sur un mandrin d’un moule d’injection de manière à former une préforme fibreuse, le moule d’injection comprenant une pluralité de secteurs angulaires,
- la fermeture du moule d’injection conformément à l’invention,
- la densification de la préforme fibreuse par une matrice de manière à obtenir une pièce de révolution en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice,
- le démoulage de la pièce en matériau composite
Selon une caractéristique particulière du procédé de fabrication selon l’invention, celui-ci comprend en outre, après le démoulage de la pièce en matériau composite, le retrait d’une ou des boursouflures présentes à la surface externe de la pièce et formées par un ou des plis fibreux sacrificiels.
La figure 1 est une vue schématique en perspective d’un moule d’injection selon l’art antérieur,
La figure 2A est une vue partielle en coupe radiale montrant une étape de fermeture du moule de la figure 1,
La figure 2B est une vue partielle en coupe radiale montrant une autre étape de fermeture du moule de la figure 1,
La figure 2C est une vue partielle en coupe radiale montrant une autre étape de fermeture du moule de la figure 1,
La figure 3 est une vue schématique en perspective d’un carter de soufflante en matériau composite,
La figure 4 est une vue schématique en perspective d’un moule d’injection conformément à un mode de réalisation de l’invention,
La figure 5 est une vue schématique en perspective montrant un secteur angulaire du moule de la figure 4,
La figure 6 est une autre vue schématique en perspective montrant un secteur angulaire du moule de la figure 4,
La figure 7A est une vue partielle en coupe radiale montrant le début de positionnement d’un secteur angulaire lors de la fermeture du moule de la figure 4,
La figure 7B est une vue partielle en coupe radiale montrant le moule de la figure 4 fermé.
L'invention s'applique d'une manière générale à tout carter 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.
La figure 3 montre une vue en perspective d'un carter de soufflante 10 pouvant être fabriqué en utilisant un moule et un procédé selon l'invention. Un tel carter est centré sur un axe longitudinal X-X et comprend une paroi annulaire 11 délimitée à l'amont par une bride amont 12 et à l'aval par une bride aval 13 (l'amont et l'aval étant définis par rapport au sens d'écoulement du flux gazeux dans la turbine à gaz). La surface interne 14 de la paroi annulaire 11 est destinée à délimiter la veine d'entrée d'air dans la turbine à gaz et/ou supporter des panneaux (atténuation acoustique, abradable, etc.).
La figure 4 est une vue schématique en perspective d'un moule selon l'invention en cours de fermeture. Un tel moule peut être utilisé pour l'imprégnation par un procédé du type RTM (« Resin Transfer Molding ») d'une préforme fibreuse afin de fabriquer un carter de soufflante 10 tel que celui présenté précédemment. La préforme fibreuse peut être réalisée par tissage tridimensionnel d’une texture fibreuse en forme bande avec des fibres, par exemple de carbone, verre, aramide ou céramique, et la matrice d'imprégnation peut être en polymère, par exemple époxide, bismaléimide ou polyimimde. 
Le moule 100 est monté de façon rotative sur un axe d'entraînement (non représenté) centré sur l'axe X-X, et comprend un mandrin 110. Par la suite, les directions axiale DAet radiale DRseront définies par rapport à cet axe X-X, la direction axiale DAétant parallèle à l’axe X-X et la direction radiale DRétant perpendiculaire à l’axe X-X. Il sera également fait référence à une direction circonférentielle DCqui, comme montrée sur la figure 4, correspond à une direction qui est tangente à tout cercle centré sur l'axe X-X. Cette direction est perpendiculaire à la fois à la direction axiale DAet à une direction radiale DR.
Le mandrin 110 comprend une paroi annulaire 111 prenant la forme d'un fût supportant une préforme fibreuse 20 formée par enroulement d’une bande fibreuse, et deux flasques latéraux 112. Le mandrin 110 est maintenu sur son axe d'entraînement par l'intermédiaire de rayons 113.
Les flasques 112 forment un appui destiné à recevoir les parties rabattues de la préforme 20 enroulée sur le mandrin 110, et qui sont destinées à former les brides amont 12 et aval 13 du carter de soufflante 10.
Le moule 100 comprend en outre un contre-moule composé de plusieurs secteurs angulaires 120 (ici au nombre de six) assemblés de façon étanche sur le mandrin 110. Dans l’exemple décrit ici, les secteurs sont verrouillés entre eux de façon étanche par des clefs de verrouillage 130 qui maintiennent un joint plat entre les secteurs (non représenté sur la figure 4). Selon une variante de réalisation, les secteurs peuvent être directement verrouillés entre eux par boulonnage en utilisant des vis obliques. Dans ce cas, l’étanchéité entre les secteurs est réalisée par compaction d’un joint logé dans des rainures présentes sur les bords latéraux des secteurs comme expliqué ci-après.
Les secteurs angulaires 120 sont assemblés sur les flasques latéraux 112 par des vis de serrage 131 passant dans des orifices 122 présents dans les secteurs 120 et vissées dans des trous taraudés 1120 présents sur les flasques latéraux 112. Les vis 131 permettent l'assemblage des secteurs 120 sur les flasques 112 et le réglage de la pression de compaction qui est appliquée sur la préforme fibreuse 20. Les trous taraudés peuvent être remplacés par des boulons insérés dans des cages, ce qui facilite la maintenance dans le cas d’un moule en aluminium.
Dans l’exemple décrit ici, les secteurs angulaires 120 sont verrouillés entre eux par des vis de serrage 141 passant dans des orifices 132 présents dans les clefs de verrouillage 130 et vissées dans trous taraudés 128 présents sur les secteurs angulaires 120 ou dans des boulons intégrés à l’outillage. Une clef 130 est fixée entre deux secteurs 120 adjacents par deux rangées de vis 141 s'étendant longitudinalement sur les extrémités de chaque secteur 120. L'assemblage des clefs de verrouillage 130 se fait radialement par l'extérieur, une fois les secteurs 120 assemblés sur le mandrin 110. De la sorte, les clefs assurent une étanchéité inter- secteurs et un serrage circonférentiel des secteurs 120 entre eux.
Des joints toriques (non représentés) positionnés sur les flasques 112 assurent l'étanchéité entre les secteurs 120 et le mandrin 110.
Les figures 5 et 6 illustrent un secteur angulaire 120. Chaque secteur angulaire 120 comprend une base annulaire 121 destinée à venir en contact de la préforme fibreuse 20. La base annulaire s’étend entre des premier et deuxième bords longitudinaux 122 et 123 suivant la direction axiale DA et entre des premier et deuxième bords latéraux 124 et 125 suivant la direction circonférentielle DC, le premier bord latéral 124 de la base annulaire 121 d’un secteur angulaire 120 étant en contact avec un deuxième bord latéral 125 de la base annulaire d’un secteur angulaire adjacent (figure 7B). Le premier bord latéral 124 de la base annulaire 121 de chaque secteur angulaire 120 comporte une portion inférieure 1240. Le deuxième bord latéral 125 de la base annulaire 121 de chaque secteur angulaire comporte une portion inférieure 1250.
Chaque secteur angulaire 120 comporte en outre une première face latérale 1241 parallèle à la direction radiale DRet présente dans le prolongement du premier bord latéral 124 de la base annulaire 121, et une deuxième face latérale 1251 parallèle à la direction radiale DRet présente dans le prolongement du deuxième bord latéral 125 de la base annulaire 121. Cela facilite la fixation des secteurs 120 sur le mandrin 110.
Par ailleurs, des première et deuxième rainures 1242 et 1252 peuvent être présentes respectivement sur les première et deuxième faces latérales 1241 et 1251, les rainures s’étendant suivant la direction axiale DA. Un joint d’étanchéité 150 est logé à la fois dans la première rainure 1242 d’une première face latérale 1241 d’un secteur angulaire et dans la deuxième rainure 1252 d’une deuxième face latérale 1251 d’un secteur angulaire adjacent. Cela permet d‘obtenir une étanchéité entre les secteurs et de verrouiller les secteurs directement entre eux sans utiliser de clés de serrage et de joints plats comme décrits ci-avant.
Conformément à l’invention, des plis fibreux sacrificiels 200 sont positionnés sur la surface exposée de la préforme fibreuse 20 avant la fermeture du moule d’injection 100 par les secteurs angulaires 120. Plus précisément, un pli fibreux sacrificiel 200 est placé à chaque endroit de la surface exposée de la préforme 20 qui est destinée être en regard d’une zone de jonction entre deux bords latéraux de la base annulaire de deux secteurs angulaires adjacents (figure 4). Chaque pli fibreux sacrificiel 200 présente des dimensions aptes à couvrir cette zone. Dans l’exemple décrit ici, chaque pli 200 présente suivant la direction axiale DAune longueur L200au moins égale à la largeur l20de la préforme fibreuse et une largeur l200 permettant au pli 200 de s’étendre suivant la direction circonférentielle DCau-delà des bords latéraux 124 et 125 de deux secteurs angulaires adjacents (figure 4). La longueur des plis sacrificiels peut être inférieure à la largeur de la préforme fibreuse lorsque les zones à risque de pincement ne sont présentes sur toute la largeur de la préforme. Selon une variante de réalisation plusieurs plis sacrificiels peuvent être disposés de manière adjacente suivant la direction axiale DA.
Les figures 7A et 7B illustrent le positionnement d’un secteur angulaire lors de la fermeture du moule 100. Plus précisément, sur la figure 7A, un dernier secteur angulaire 1206est en cours de positionnement entre deux secteurs angulaires 1201et 1205déjà positionnés afin de finaliser la fermeture du moule 100. Selon une caractéristique du procédé de fermeture de moule de l’invention, on place et on fixe d’abord un secteur angulaire sur deux puis on complète la fermeture en fermant les espaces libres entre deux secteurs angulaires avec les secteurs restants. D’autres configurations de fermeture du moule sont toutefois envisageables.
Sur la figure 7A, la préforme fibreuse 20 présente des boursouflures 21 au voisinage du bord latéral 125 du secteur angulaire 1205et du bord latéral 124 du secteur angulaire 1201en raison de son compactage par ces secteurs angulaires. Conformément à l’invention, un pli fibreux sacrificiel 200 est présent sur la surface exposée de la préforme 20 au niveau de chaque boursouflure 21.
La fermeture du moule se poursuit par le positionnement et la fixation du dernier secteur angulaire 1206comme illustré sur la figure 7B. Lors de la mise en place de ce secteur, les boursouflures 21 sont repoussées contre les bords latéraux des secteurs 1205et 1201déjà positionnés car la préforme est chassée du milieu du secteur par la compaction. Une partie des boursouflures 21 pénètrent alors dans l’espace présent entre les secteurs angulaires jusqu’au dernier moment de la fermeture du moule pour être finalement pincée entre les bords latéraux des secteurs adjacents comme représenté sur la figure 7B.
Grâce à la présence de plis fibreux sacrificiels 200 couvrant les zones de la préforme fibreuse 20 situées en regard des zones de jonction entre les bords latéraux de la base annulaire des secteurs angulaires adjacents, seules les fibres appartenant aux plis fibreux sacrificiels 200 se retrouvent pincées entre les bords latéraux des secteurs adjacents. En effet, les plis fibreux sacrificiels recouvrent la surface exposée des boursouflures de la préforme tout en étant libres de se déformer indépendamment de la préforme fibreuse car leurs fibres ne sont pas liées avec les fibres de la préforme. Afin de faciliter le maintien en position des plis sacrificiels sur la préforme, il est possible de revêtir la face des plis en contact avec la préforme avec un matériau tackifiant (mélange résine/solvant). Par conséquent, lors de la fermeture du moule, les plis fibreux sacrificiels 200 se déforment afin qu’une partie 200a d’entre eux se retrouvent pincés entre deux secteurs angulaires adjacents (figure 7B), protégeant ainsi la préforme 20 de tout pincement même au niveau des boursouflures.
Ainsi, les défauts de type « pinch fibers » qui se retrouvent sur la pièce finie sous forme de boursouflures présentes sur la surface externe de la pièce sont uniquement constituées de fibres appartenant aux plis fibreux sacrificiels. Le retrait de ces défauts par ponçage ou autre sur la pièce finie n’entraînera pas de rupture dans les fibres de la préforme et n’aura donc pas de conséquences sur le renfort fibreux proprement dit de la pièce qui est constitué par la préforme fibreuse. En d’autres termes, grâce à l’utilisation de plis fibreux sacrificiels comme décrits ci-avant, le retrait des défauts de type « pinch fibers » n’altère pas les propriétés mécaniques de la pièce.
Il est ainsi possible de compacter la préforme 20 avec chacun des secteurs angulaires 120 sans conséquence sur les propriétés mécaniques de la pièce finie.
Chaque pli fibreux sacrificiel présente de préférence une épaisseur supérieure ou égale à 0,5 mm.
Les plis fibreux sacrificiels peuvent être des plis tissés ou non. Les plis fibreux sacrificiels peuvent notamment correspondent à une texture fibreuse choisie parmi : un tissu bidimensionnel, une strate unidirectionnelle, une strate multiaxiale, un mat non tissé.
Dans le cas d’un tissu bidimensionnel, les plis sont réalisés avec des torons ou fils ayant un titre (i.e. une taille ou un diamètre) du même ordre de grandeur que celui des torons ou fils utilisés pour tisser la préforme fibreuse.
Les plis fibreux sacrificiels peuvent comprendre des fibres de différents matériaux et en particulier des fibres de carbone ou des fibres de verre. Les fibres de verre présentent l’avantage d’avoir un coût relativement faible.
Le matériau des fibres utilisées pour les plis fibreux sacrificiels peut être avantageusement choisi de manière à avoir des couleurs différentes entre les plis et la préforme afin de faciliter la détection d’un pincement de la préforme. En effet, si la partie pincée entre deux secteurs angulaires reste de la même couleur, il est certain que la préforme n’est pas pincée. En revanche, si une ligne de la couleur des fibres de la préforme apparaît au sein de la partie pincée, cela révèle que la totalité du pli fibreux sacrificiel a été pincée avec une partie de la préforme. A titre d’exemple, la préforme peut être réalisée avec des fils en fibres de carbone ayant une couleur noire et les plis fibreux sacrificiels avec des fibres de verre ayant une couleur blanche ou inversement.
La fabrication du carter 10 représenté sur la figure 3 débute par la réalisation d’une texture fibreuse par tissage tridimensionnel entre des fils de chaîne et des fils de trame. Par « tissage tridimensionnel » ou « tissage 3D », on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de trame lient des fils de chaîne sur plusieurs couches de fils de chaîne ou inversement. La texture fibreuse peut présenter une armure de tissage interlock. Par tissage « interlock », on entend ici une armure de tissage dans laquelle chaque couche de fils de trame lie plusieurs couches de fils de chaîne, avec tous les fils d'une même colonne de trame ayant le même mouvement dans le plan de l'armure. D’autres armures de tissage sont envisageables. Les fils utilisés peuvent être notamment des fils en fibres de carbone, de verre ou de carbure de silicium. La texture fibreuse présente une forme de bande qui est enroulée sur plusieurs tours sur le mandrin 110 du moule 100 pour former la préforme fibreuse 20.
Le moule 100 est ensuite fermé au moyen des secteurs angulaires 120 décrits précédemment, ces secteurs réalisant en outre un compactage de la préforme 20.
On procède ensuite à la densification de la préforme fibreuse qui consiste à combler la porosité de cette dernière par le matériau constitutif de la matrice. A cet effet, on injecte le précurseur liquide de matrice, par exemple une résine, dans toute la préforme présente dans le moule. 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, la préforme étant toujours maintenue 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.
La densification de la préforme fibreuse peut être réalisée par le procédé bien connu de moulage par transfert dit RTM (« Resin Transfert Moulding ») qui consiste à injecter une résine thermodurcissable dans l'espace interne du moule contenant la préforme fibreuse, un gradient de pression étant 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 de la préforme par la résine. Une fois la résine injectée dans toute la préforme, on procède à sa polymérisation par traitement thermique conformément au procédé RTM.
Après l'injection et la polymérisation, la pièce est démoulée.
La pièce est finalement détourée pour enlever l'excès de résine et les chanfreins sont usinés pour obtenir un carter 10 présentant une forme de révolution comme illustré sur la figure 3. Si la pièce démoulée présente sur sa surface externe une ou plusieurs boursouflures provenant des défauts de type « pinch fibers », la ou les boursouflures sont retirées, par exemple par ponçage. Les fibres présentes dans la ou les boursouflures appartenant aux plis fibreux sacrificiels, le retrait de la ou les boursouflures n’entraîne aucune rupture dans les fibres de la préforme et, par conséquent, aucun abattement des propriétés mécaniques de la pièce en matériau composite.

Claims (10)

  1. Procédé de fermeture d’un moule d’injection (100) pour la fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite, le moule comprenant :
    - un mandrin (110) supportant une préforme fibreuse (20) obtenue par enroulement d’une bande fibreuse, le mandrin comprenant une paroi annulaire (111) dont le profil de la surface extérieure correspond à celui de la surface interne (14) de la pièce à fabriquer,
    - une pluralité de secteurs angulaires (120) comprenant une base annulaire (121) destinée à venir en contact de la texture fibreuse (20), la base annulaire s’étendant entre des premier et deuxième bords longitudinaux (122, 123) suivant une direction axiale (DA) et entre des premier et deuxième bords latéraux (124, 125) suivant une direction circonférentielle (DC) ,
    le procédé comprenant le positionnement et la fixation successifs des secteurs angulaires (120) sur le mandrin (110), la base annulaire (121) de chaque secteur compactant la portion de préforme fibreuse présente en vis-à-vis, les bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) de chaque secteur angulaire (120) étant en contact avec les bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) des secteurs adjacents,
    caractérisé en ce que, avant le positionnement et la fixation des secteurs angulaires sur le mandrin, des plis fibreux sacrificiels (200) sont placés sur la surface exposée de la préforme fibreuse (20), chaque pli fibreux sacrificiel (200) couvrant une zone de la préforme fibreuse située en regard d’une zone de jonction entre deux bords latéraux (124, 125) de la base annulaire (121) de deux secteurs angulaires adjacents 120).
  2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel chaque pli fibreux sacrificiel (200) présente une épaisseur supérieure ou égale à 0,5 mm.
  3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les plis sacrificiels (200) comprennent des fibres en un matériau ayant une couleur différente de la couleur des fibres de la préforme fibreuse.
  4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la préforme fibreuse (20) comprend des fibres de carbone tandis que les plis fibreux sacrificiels (200) comprennent des fibres de verre.
  5. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les plis fibreux sacrificiels (200) correspondent à une texture fibreuse choisie parmi : un tissu bidimensionnel, une strate unidirectionnelle, une strate multiaxiale, un mat non tissé.
  6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel chaque pli fibreux sacrificiel (200) correspond à un tissu bidimensionnel comprenant des torons ayant un titre similaire à celui des fils de la préforme fibreuse.
  7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel des secteurs angulaires (120) sont d’abord positionnés et fixés sur le mandrin (110) à une distance déterminée les uns des autres de manière à ménager un espace entre deux secteurs angulaires, les secteurs angulaires (120) restants étant ensuite positionnés et fixés sur le mandrin (110) dans les espaces ménagés entre les secteurs angulaires déjà fixés.
  8. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel chaque secteur angulaire (120) comporte des première et deuxième rainures (1242, 1252) présentes respectivement sur les première et deuxième faces latérales (1241, 1251), les rainures s’étendant suivant la direction axiale (DA), un joint d’étanchéité (150) étant logé à la fois dans la première rainure (1242) d’une première face latérale d’un secteur angulaire et dans la deuxième rainure (1252) d’une deuxième face latérale d’un secteur angulaire adjacent.
  9. Procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite (30) comprenant:
    - la réalisation par tissage tridimensionnel ou multicouche d’une texture fibreuse sous forme d’une bande,
    - l’enroulement de la texture fibreuse sur plusieurs tours superposés sur un mandrin (110) d’un moule d’injection (100) de manière à former une préforme fibreuse (20), le moule d’injection comprenant une pluralité de secteurs angulaires (120),
    - la fermeture du moule d’injection (100) conformément à l’une des revendications 1 à 7,
    - la densification de la préforme fibreuse (20) par une matrice de manière à obtenir une pièce de révolution en matériau composite (30) comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice,
    - le démoulage de la pièce en matériau composite.
  10. Procédé selon la revendication 9, comprenant, après le démoulage de la pièce en matériau composite (30), le retrait d’une ou des boursouflures présentes à la surface externe de la pièce et formées par un ou des plis fibreux sacrificiels (200).
FR1910078A 2019-09-12 2019-09-12 Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement Active FR3100737B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1910078A FR3100737B1 (fr) 2019-09-12 2019-09-12 Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1910078 2019-09-12
FR1910078A FR3100737B1 (fr) 2019-09-12 2019-09-12 Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3100737A1 true FR3100737A1 (fr) 2021-03-19
FR3100737B1 FR3100737B1 (fr) 2021-08-20

Family

ID=69158017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1910078A Active FR3100737B1 (fr) 2019-09-12 2019-09-12 Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3100737B1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8322971B2 (en) 2007-02-23 2012-12-04 Snecma Method of manufacturing a gas turbine casing out of composite material, and a casing as obtained thereby
US9821520B2 (en) * 2015-03-19 2017-11-21 Bell Helicopter Textron Inc. Hybrid composite-metal shaft
US20180370082A1 (en) 2015-11-26 2018-12-27 Safran Aircraft Engines Mold for fabricating a turbine fan casing out of composite material, and a method of closing such a mold

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8322971B2 (en) 2007-02-23 2012-12-04 Snecma Method of manufacturing a gas turbine casing out of composite material, and a casing as obtained thereby
US9821520B2 (en) * 2015-03-19 2017-11-21 Bell Helicopter Textron Inc. Hybrid composite-metal shaft
US20180370082A1 (en) 2015-11-26 2018-12-27 Safran Aircraft Engines Mold for fabricating a turbine fan casing out of composite material, and a method of closing such a mold

Also Published As

Publication number Publication date
FR3100737B1 (fr) 2021-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2957608C (fr) Carter en materiau composite a matrice organique auto-raidi
EP3393764A1 (fr) Carter allégé en matériau composite et son procédé de fabrication
EP3827119B1 (fr) Texture fibreuse pour carter en matériau composite à résistance à l'impact améliorée
CA2902849C (fr) Moule d'injection pour la fabrication d'une piece de revolution en materiau composite ayant des brides externes, et notamment d'un carter de turbine a gaz
WO2021048486A1 (fr) Procede de fermeture d'un moule d'injection utilisant des feuillards anti-pincement
EP3927529B1 (fr) Reparation ou reprise de fabrication d'une piece en materiau composite a renfort fibreux tisse tridimensionnel
FR3074088A1 (fr) Carter en materiau composite renforce et son procede de fabrication
EP3676431B1 (fr) Texture fibreuse tissee pour la formation d'une preforme de carter
EP2771174B1 (fr) Mandrin d'impregnation a bache vide pour la fabrication d'un carter de turbine a gaz en materiau composite
WO2020178500A1 (fr) Reparation ou reprise de fabrication d' une piece en materiau composite
FR3059044A1 (fr) Carter de soufflante de turbomachine aeronautique
WO2018234687A1 (fr) Outillage et procédé d'imprégnation d'une préforme fibreuse de révolution
FR3100737A1 (fr) Procédé de fermeture d’un moule d’injection utilisant des plis sacrificiels anti-pincement
FR3066715A1 (fr) Texture fibreuse destinee a la fabrication d'un carter de moteur aeronautique
EP3847006B1 (fr) Carter en materiau composite avec raidisseur integre
WO2021245340A1 (fr) Moule et procédé d'injection rtm utilisant des secteurs symétriques anti-pincement
FR3061070A1 (fr) Procede de realisation d’un panneau auto raidi en materiaux composites et panneau obtenu par ledit procede
FR3108555A1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce de révolution en matériau composite et moule d’injection
FR3141872A1 (fr) Texture fibreuse comprenant deux portions de déploiement
WO2024100361A1 (fr) Preforme de carter aeronautique comprenant une texture fibreuse avec deux portions de deploiement
WO2023194692A1 (fr) Pièce de révolution en matériau composite a capacité de rétention améliorée

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20210319

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5