FR3102390A1 - Préforme fibreuse tissée pour réaliser une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite - Google Patents

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Abstract

Préforme fibreuse tissée pour réaliser une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite L’invention concerne une préforme fibreuse (100) destinée à former le renfort fibreux d’une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite, en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel, la préforme comprenant une première peau (110) correspondant à une paroi de veine de la plateforme, une deuxième peau (120) correspondant à une paroi opposée à la paroi de veine de la plateforme, et une portion de raidissement longitudinale (130) reliant la première peau à la deuxième peau, et dans un plan transversal de la préforme : des fils transversaux de la première peau (t1-t8) et de la deuxième peau (t9-t16) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion de raidissement, les fils d’une première paire de fils transversaux (t5-t6, t7-t8) de la première peau sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement, lesdits fils unitaires étant tissés séparément avec des fils longitudinaux dans ladite portion, les fils d’une deuxième paire de fils transversaux (t9-t10, t11-t12) de la deuxième peau sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et un fil (t7, t8) de la première paire et au moins un fil de la deuxième paire (t9) se croisent au moins deux fois dans la portion de raidissement. L’invention vise aussi une plateforme rapportée de soufflante et un module de soufflante. Figure pour l’abrégé : Fig. 5.

Description

Préforme fibreuse tissée pour réaliser une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite
La présente invention se rapporte au domaine général des pièces en matériau composite. Plus précisément, l’invention se rapporte à une préforme fibreuse pour fabriquer une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique.
De façon connue, une pièce en matériau composite peut être obtenue par réalisation d’une préforme fibreuse et densification de la préforme par une matrice. Selon l’application envisagée, la préforme peut être en fibres de verre, carbone ou céramique, et la matrice peut être en un matériau organique (polymère), en carbone ou en céramique.
Pour les pièces de forme relativement complexe, il est connu de réaliser une structure fibreuse ou ébauche en une seule pièce par tissage tridimensionnel (3D) ou multicouches et de mettre en forme la structure fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle de la pièce à fabriquer.
Dans la soufflante d’une turbomachine aéronautique, les aubes de la soufflante sont montées sur un disque rotatif et des plateformes rapportées sont disposées entre les aubes pour délimiter la veine d’écoulement des gaz à l’entrée de la turbomachine.
Il existe toujours un besoin pour une plateforme rapportée qui présente une tenue mécanique améliorée, un faible encombrement et une masse réduite.
A cet effet, l’invention concerne une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d’une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale de la plateforme avec une pluralité de fils ou torons transversaux, la préforme comprenant une première peau correspondant à une paroi de veine de la plateforme, une deuxième peau correspondant à une paroi opposée à la paroi de veine de la plateforme, et une portion de raidissement longitudinale reliant la première peau à la deuxième peau le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
- des fils ou torons transversaux de la première peau et de la deuxième peau sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion de raidissement longitudinale,
- les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
- les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
- au moins un fil ou toron de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire se croisent au moins deux fois dans la portion de raidissement longitudinale.
Par « tissage tridimensionnel », « tissage 3D », « tissage multicouches » on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de chaîne (ou fils longitudinaux) lient des fils de trame (ou fils transversaux) sur plusieurs couches de trame. Un tel tissage peut être réalisé dans un métier à tisser de type jacquard, de façon connue en soi.
La préforme fibreuse selon l’invention présente l’avantage d’être réalisable en une seule étape de tissage, et de présenter une portion de raidissement longitudinale qui servira, lorsque la préforme constitue le renfort fibreux d’une plateforme en matériau composite, d’élément de raidissement le long de la direction longitudinale. La portion de raidissement longitudinale est ainsi formée à partir de paires de fils ou torons transversaux qui sont dédoublées (séparées) en fils ou torons unitaires tissés ensuite séparément avec des fils ou torons longitudinaux qui sont introduits au niveau de la portion de raidissement longitudinale. Par ce mode de tissage à partir de paires dédoublées, la portion de raidissement longitudinale est ainsi liée par tissage aux peaux, ce qui assure une bonne tenue de l’ensemble. En outre, il n’est pas nécessaire d’insérer des fils ou torons transversaux supplémentaires pour réaliser la portion de raidissement longitudinale, ce qui simplifie le tissage de la préforme. Le croisement de fils ou torons longitudinaux provenant de la première et de la deuxième peau permet d’assurer la liaison par tissage des peaux avec la portion de raidissement, tout en augmentant la tenue mécanique de l’ensemble.
L’emploi d’une telle armure de tissage dans la préforme permet en outre de réduire la masse de l’ensemble par rapport à une plateforme pleine ou du type à caisson où deux parois latérales relient les peaux entre elles sur toute la longueur de la préforme.
Dans un exemple de réalisation, au moins une partie des fils ou torons longitudinaux présents dans la portion de raidissement longitudinale peuvent présenter un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux présents dans la première et la deuxième peau. Cette caractéristique permet d’augmenter la raideur de l’élément de raidissement qui sera formé à partir de la portion de raidissement lorsque la préforme sera densifiée pour former une pièce en matériau composite. Par exemple le titre des fils ou torons longitudinaux dans les peaux peut être inférieur ou égal à 24k, et le titre des fils ou torons longitudinaux dans la portion de raidissement peut être supérieur ou égal à 96k.
Dans un exemple de réalisation, la première ou la deuxième peau peut présenter du côté opposé à la portion de raidissement longitudinale un tissage bidimensionnel en surface. Ainsi, la surface de la pièce en matériau composite comprenant une telle préforme sera plus lisse.
Dans un exemple de réalisation, les fils ou torons longitudinaux peuvent être des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux peuvent être des fils ou torons de trame.
Dans un exemple de réalisation, la préforme peut comporter en outre au moins une portion de raidissement transversale s’étendant perpendiculairement à la portion de raidissement longitudinale entre la première peau et la deuxième peau. Cette portion de raidissement transversale permet d’augmenter la raideur dans la direction transversale de la plateforme, ce qui augmente encore sa tenue mécanique.
Dans un exemple de réalisation, la préforme peut comporter une portion de raidissement transversale amont et une portion de raidissement transversale aval espacée de la portion de raidissement amont selon la direction longitudinale.
L’invention a également pour objet une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme telle que celle présentée ci-avant, la plateforme ayant une paroi de veine et une paroi opposée à la paroi de veine destinée à venir au contact d’une dent d’un disque de soufflante, lesdites parois étant formées par la première peau et la deuxième peau de la préforme, la plateforme comprenant en outre un élément de raidissement longitudinal s’étendant entre lesdites parois formé par la portion de raidissement longitudinale de la préforme. L’élément de raidissement permet de reprendre les efforts s’exerçant sur la pièce en augmentant la raideur de celle-ci et sans augmenter de façon significative sa masse.
L’invention a enfin pour objet un module de soufflante de turbomachine aéronautique, comprenant un disque de soufflante, une pluralité d’aubes de soufflante montées sur le disque de soufflante, et une pluralité de plateformes rapportées telles que celle présentée ci-dessus positionnées entre les aubes de soufflante sur le disque.
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures :
La figure 1 est une vue schématique en coupe d’une turbomachine aéronautique.
La figure 2 montre une plateforme rapportée pour soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice.
La figure 3 montre une préforme fibreuse selon un premier mode de réalisation de l’invention destinée à former le renfort fibreux de la plateforme de la figure 2.
La figure 4 montre une vue en perspective et en coupe transversale de la préforme de la figure 3.
La figure 5 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal V de la figure 3.
La figure 6 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal VI de la figure 3.
La figure 7 montre une préforme fibreuse de plateforme rapportée selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
La figure 8 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal VIII de la figure 7.
La figure 9 montre un plan d’armure de tissage selon le plan longitudinal IX de la figure 7.
La figure 10 montre une vue de dessous d’une préforme fibreuse de plateforme rapportée selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
La figure 1 montre une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine aéronautique 1, ici un turboréacteur à double flux centré sur l’axe A-A. Elle comporte, d’amont en aval dans le sens F d’écoulement du flux gazeux dans la turbomachine : une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7.
La soufflante 2 comprend notamment un disque rotatif 8 sur lequel sont montées une pluralité d’aubes 9 de soufflante entre lesquelles sont présentes des plateformes rapportées 10 (figure 2). Chaque plateforme 10 a pour fonction de délimiter, à l’intérieur par rapport à l’axe A-A de la turbomachine 1, la veine d’écoulement des gaz à l’intérieur de la turbomachine 1 et d’assurer l’étanchéité de la veine entre les aubes 9 de la soufflante 2.
Une plateforme rapportée 10 selon un mode de réalisation de l’invention est illustrée sur la figure 2. La plateforme 10 s’étend selon une direction longitudinale L entre une extrémité amont 11 et une extrémité aval 12, et selon une direction transversale T entre un premier bord 13 et un deuxième bord 14. La plateforme 10 présente une épaisseur variable selon la direction longitudinale L, en particulier elle est plus fine à l’amont qu’à l’aval. La plateforme 10 présente en outre une largeur variable selon la direction transversale T, qui est adaptée à la forme des aubes 9 et à leur positionnement sur le disque 8. La plateforme 10 présente une première paroi de veine 15 et une deuxième paroi 16 opposée à la paroi de veine 15. La première paroi de veine 15 est destinée à être au contact des gaz de la veine. La plateforme 16 peut reposer sur le disque 8 via sa deuxième paroi 16. L’extrémité aval 12 est destinée à être bloquée radialement à l’extérieur par une virole (non représentée).
La plateforme 10 comprend en outre un élément de raidissement longitudinal 17 sous la forme d’une poutre s’étendant selon la direction longitudinale L et qui relie les parois 15 et 16 entre les extrémités amont 11 et aval 12. Les parois 15 et 16 ne sont ainsi reliées dans une partie médiane de la plateforme 10 que par l’élément de raidissement longitudinal 17.
La plateforme 10 est en une seule pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice. Un premier mode de réalisation de préforme fibreuse 100 destinée à former le renfort fibreux de la plateforme 10 va être décrit en lien avec les figures 3 à 6.
La préforme fibreuse 100 est en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils ou torons longitudinaux et une pluralité de fils ou torons transversaux.
La préforme fibreuse 100 présente une première peau 110 destinée à former la première paroi de veine 15 de la plateforme 10, et une deuxième peau 120 destinée à former la deuxième paroi 16. La première peau 110 et la deuxième peau 120 sont reliées par une portion de raidissement longitudinale 130 destinée à former l’élément de raidissement 17 de la plateforme 10. La préforme 100 s’étend selon la direction longitudinale entre une extrémité amont 101 et une extrémité aval 102.
La figure 5 montre schématiquement une armure de tissage dans un plan transversal de la préforme 100 au niveau du plan V de la figure 3. Cette armure de tissage est reproduite sur une partie de la préforme 100 située entre ses extrémités amont et aval 101 et 102.
Sur la figure 5 sont représentées des couches c1-c16de fils ou torons de chaîne (longitudinaux) et les trajets de fils ou torons de trame t1-t16(transversaux). Par souci de simplification, on parlera de fils de chaîne et de fils de trame dans la suite de la description. La figure 5 montre ainsi schématiquement un plan de trame de la préforme fibreuse 100. Les fils de trame lient entre eux des fils de chaîne appartenant à des couches de fils de chaîne différentes, exception faite de fils de trame qui peuvent être présents en surface pour réaliser un tissage bidimensionnel et de la présence éventuelle de déliaisons locales entre couches de fils de chaîne adjacentes. Différentes armures de tissage 3D ou multi-couches peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-toile, par exemple, comme décrit dans le document WO 2006/136755.
La première peau 110 comprend ici quatre couches de fils de chaîne c1-c4, qui sont liées par des fils de trame t1-t8. La deuxième peau 120 comprend de manière similaire quatre couches de fils de chaîne c13-c16, qui sont liées par des fils de trame t9-t16. La portion de raidissement comprend quant à elle huit couches de fils de chaîne c5-c12. On notera qu’il y a, dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, deux fois plus de fils de trame que de couches de fils de chaîne car les fils de trame sont tissés par paires dans certaines parties des peaux 110 et 120.
La première peau 110 peut être divisée en trois parties 110a, 110b et 110c le long de la direction transversale T. La première partie 110a et la troisième partie 110c constituent des parties libres de la première peau 110 qui sont situées de part et d’autre de la portion de raidissement 130. Dans la première 110a et dans la troisième partie 110c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t1et t2sont tissés ensemble dans la partie 110a et dans la partie 110c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 110a et 110c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la première peau 110 opposée à la portion de raidissement 130, et dans les parties 110a et 110c le tissage des fils de trame t1et t2est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
De manière similaire, la deuxième peau 120 peut être divisée en trois parties 120a, 120b et 120c le long de la direction transversale. La première partie 120a et la troisième partie 120c constituent des parties libres de la deuxième peau 120 qui sont situées de part et d’autre de la portion de raidissement 130. Dans la première 120a et dans la troisième partie 120c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t15et t16sont tissés ensemble dans la partie 120a et dans la partie 120c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 120a et 120c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la deuxième peau 120 opposée à la portion de raidissement 130, et dans les parties 120a et 120c le tissage des fils de trame t15et t16est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t1-t2, t3-t4, t5-t6et t7-t8sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 110b et dans la portion de raidissement 130. Par « tissés séparément » on entend que les fils ne suivent plus le même trajet. La séparation des paires (ou dédoublement des paires) permet ainsi de doubler le nombre de fils de trame disponibles au niveau de la portion de raidissement pour pouvoir tisser celle-ci avec des couches de fils de chaîne supplémentaires. Ainsi, les fils de trame t1à t4sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c1à c4dans la partie 110b de la première peau 110, alors que les fils de trame t5à t8sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c5, c6, c8et c9dans la portion de raidissement 130. Une partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la première peau 110, et une autre partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion de raidissement 130.
Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t9-t10, t11-t12, t13-t14et t15-t16sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 120b et dans la portion de raidissement 130. Ainsi, les fils de trame t13à t16sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c13à c16dans la partie 120b deuxième peau 120, alors que les fils de trame t9à t12sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c7, c10à c12dans la portion de raidissement. Une partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la deuxième peau 120, et une autre partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion de raidissement 130.
Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires obtenus par dédoublement des paires de fils de trame sont tissés chacun avec une seule couche de fils de chaîne différente dans les parties 110b et 120b et dans la portion de raidissement 130.
Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires t7et t8provenant de la première portion 110 croisent le fil de trame t9provenant de la deuxième portion 120 dans la portion de raidissement 130. Ce croisement permet ici que les couches de fils de chaîne c7, c8et c9soient liées à la première peau 110 par les fils de trame t7et t8, et à la deuxième peau 120 par le fil de trame t9. Bien entendu, d’autres armures de tissage peuvent être envisagées en conservant le croisement, au moins deux fois, de fils de trame provenant de la première 110 et de la deuxième 120 peau dans la portion de raidissement 130 afin d’assurer la cohésion de la préforme 100. Ainsi, dans cet exemple, une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la première peau 110 croise une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la deuxième peau 120 ; les autres fils de trame unitaires étant tissés avec des couches de fils de chaîne différentes sans se croiser entre eux.
Dans l’exemple illustré, il y a quatre fils de chaîne par colonne dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, soit huit fils par colonne au niveau des parties libres 110a, 120a, 110c, 120c des peaux. Le nombre de fils de chaînes d’une même colonne de chaîne est ici progressivement augmenté pour atteindre seize fils de chaîne par colonne dans la préforme au niveau de la portion de raidissement 130. Dans cet exemple, les fils de trame des paires de fils de trame sont séparés au niveau de colonnes de chaîne différentes, c’est-à-dire à des emplacements différents le long de la direction transversale T, cela permet une introduction progressive des nouveaux fils de chaîne et un tissage plus aisé.
Il peut être avantageux que le titre (c’est-à-dire nombre de filaments moyen constituant les fils) des fils de chaîne des couches c5à c12dans la portion de raidissement 130 soit supérieur au titre des fils de chaîne des couches c1à c4et c13à c16dans les peau 110 et 120, afin d’augmenter la fonction de raidissement de la portion de raidissement 130 dans une pièce en matériau composite.
La figure 6 montre ensuite un exemple d’armure de tissage dans un plan de trame situé au niveau de l’extrémité amont 101 de la préforme 100. Au niveau de l’extrémité amont 101, les peaux 110 et 120 sont tissées ensemble, et ne sont pas encore séparées par la portion de raidissement 130. La séparation des peaux 110 et 120 à partir de l’extrémité amont 101 se fait progressivement par introduction des couches de fils de chaînes c5à c12et dédoublement des paires de fils de trame, comme décrit ci-avant.
L’armure de tissage présentée ici est une armure de tissage interlock classique, à la différence près qu’on utilise des paires de fils de trame t1-t2à t15-t16 qui sont tissées avec les couches de fils de chaîne c1à c4et c13à c16. En variante, on pourrait utiliser des fils de trame unitaires, et introduire ensuite les paires de fils de trame lorsque les peaux 110 et 120 se séparent et pour former la portion de raidissement 130.
La figure 7 montre une préforme fibreuse 200 selon un autre mode de réalisation de l’invention. Elle comprend toujours une extrémité amont 201, une extrémité aval 202, une première peau 210, une deuxième peau 220, et une portion de raidissement longitudinale 230. Par rapport à la préforme fibreuse 100, la préforme fibreuse 200 présente en plus de la portion de raidissement longitudinale 230, une portion de raidissement transversale amont 241 et une portion de raidissement transversale aval 242 qui s’étendent entre les peaux 210 et 220. Les portions de raidissement transversales 241 et 242 sont espacées selon la direction longitudinale L et s’étendent transversalement à la portion de raidissement longitudinale 230.
La figure 8 montre schématiquement l’armure de tissage selon le plan VIII de trame identifié sur la figure 7 au niveau de l’intersection entre la portion de raidissement transversale amont 241 et la portion de raidissement longitudinale 230. Au centre des portions de raidissement transversales 241 et 242, le tissage dans la direction trame est classique et du type interlock. Les fils de trame t1à t16unitaires sont tissés séparément avec les couches de fils de chaîne c1à c16. Puis, de part et d’autre de chaque portion de raidissement transversale 241 et 242 selon la direction longitudinale L, on retrouve l’armure de tissage illustrée en figure 5 pour former la portion de raidissement longitudinale 230.
La figure 9 montre schématiquement l’armure de tissage selon le plan IX de chaîne identifié sur la figure 7 au niveau de la portion de raidissement transversale aval 242. Le plan IX est situé dans une zone où la portion de raidissement longitudinale 230 n’est pas présente. Il s’agit encore d’un tissage de type interlock classique où l’on tisse sélectivement les fils de chaîne avec un nombre de colonnes de fils de trame différentes selon qu’on se trouve dans l’une des peaux 210 ou 220 ou au niveau de la portion de raidissement transversale 242. Les fils de chaîne c1à c4sont tissés avec des couches de fils de trame t1à t4unitaires dans la première peau 210. Les fils de chaîne c5à c12sont tissés avec des couches de fils de trame t5à t12unitaires dans la portion de raidissement transversale 242. Les fils de chaîne c13à c16sont tissés avec des couches de fils de trame t13à t16unitaires dans la deuxième peau 220.
La figure 10 montre une vue de dessous d’une préforme fibreuse 300 selon un troisième mode de réalisation de l’invention. La préforme fibreuse 300 est très similaire à la préforme fibreuse 200, elle comprend aussi une extrémité amont 301, une extrémité aval 302, une première peau 310, une deuxième peau 320, une portion de raidissement longitudinale 330, et deux portions de raidissement transversales 341 et 342. On peut voir que la deuxième peau 320 présente généralement une largeur dans la direction transversale T inférieure à celle de la première peau 310. En particulier, les poutres de raidissement transversales 341 et 342 s’étendent sur une partie seulement de la largeur de la première peau 310. La deuxième peau 320 présente des découpes 321 afin de rapprocher ses bords des portions de raidissement 330, 341 et 342 et diminuer ainsi la surface de la deuxième peau 320. La préforme 300 est ainsi plus légère tout en conservant sa raideur dans les directions longitudinale L et transversale T.
De manière générale, les fibres de la préforme fibreuse 100, 200 ou 300 sont en un matériau choisi en fonction de l’application envisagée, par exemple en verre, en carbone ou en céramique.
La densification de la préforme fibreuse par une matrice pour obtenir une pièce en matériau composite est réalisée en maintenant la préforme dans un outillage de conformation au moins jusqu’à rigidification (ou consolidation) de la préforme. Des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former des parties creuses dans la pièce et empêcher leur remplissage par une matrice. En particulier, des vessies gonflables peuvent être utilisées pour séparer les peaux de la préforme 100, 200 ou 300 lors de la densification.
La matrice est de nature choisie en fonction de l’application envisagée, par exemple une matrice organique obtenue notamment à partir d’une résine précurseur de matrice polymère telle qu’une résine époxyde, bismaléimide ou polyimide, ou une matrice en carbone ou une matrice en céramique.
Dans le cas d’une matrice organique, la préforme fibreuse est imprégnée par une composition contenant la résine précurseur de matrice, avant conformation dans un outillage, ou après conformation, l’imprégnation étant dans ce dernier cas réalisée par exemple par infusion ou un procédé de type RTM (« Resin Transfer Molding ») dans un moule adapté. Dans le cas d’une matrice en carbone ou en céramique, la densification pourra être réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI (« Chemical Vapour Infiltration ») ou par imprégnation par une composition liquide contenant une résine précurseur de carbone ou de céramique et traitement thermique de pyrolyse ou céramisation du précurseur, ces procédés étant bien connus en soi.

Claims (8)

  1. Préforme fibreuse (100 ; 200 ; 300) destinée à former le renfort fibreux d’une plateforme rapportée (10) de soufflante (2) de turbomachine aéronautique (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux (c1-c16) s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale (L) de la plateforme avec une pluralité de fils ou torons transversaux (t1-t16), la préforme comprenant une première peau (110 ; 210 ; 310) correspondant à une paroi de veine (15) de la plateforme, une deuxième peau (120 ; 220 ; 320) correspondant à une paroi (16) opposée à la paroi de veine de la plateforme, et une portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) reliant la première peau à la deuxième peau le long de la direction longitudinale (L), caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
    - des fils ou torons transversaux de la première peau (t1-t8) et de la deuxième peau (t9-t16) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion de raidissement longitudinale,
    - les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux (t5-t6, t7-t8) de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
    - les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux (t9-t10, t11-t12) de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
    - au moins un fil ou toron (t7, t8) de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire (t9) se croisent au moins deux fois dans la portion de raidissement longitudinale.
  2. Préforme fibreuse selon la revendication 1, dans laquelle au moins une partie des fils ou torons longitudinaux (c5-c12) présents dans la portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) présentent un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux (c1-c4, c13-c16) présents dans la première (110 ; 210 ; 310) et la deuxième peau (120 ; 220 ; 320).
  3. Préforme fibreuse selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la première (110 ; 210 ; 310) ou la deuxième (120 ; 220 ; 320) peau présente du côté opposé à la portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) un tissage bidimensionnel en surface.
  4. Préforme fibreuse selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle les fils ou torons longitudinaux (c1-c16) sont des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux (t1-t16) sont des fils ou torons de trame.
  5. Préforme fibreuse selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comportant en outre au moins une portion de raidissement transversale (341, 342) s’étendant perpendiculairement à la portion de raidissement longitudinale entre la première peau et la deuxième peau.
  6. Préforme fibreuse selon la revendication 5, comportant une portion de raidissement transversale amont (341) et une portion de raidissement transversale aval (342) espacée de la portion de raidissement amont selon la direction longitudinale (L).
  7. Plateforme rapportée (10) de soufflante (2) de turbomachine aéronautique (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme (100 ; 200 ; 300) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, la plateforme ayant une paroi de veine (15) et une paroi (16) opposée à la paroi de veine destinée à venir au contact d’une dent d’un disque (8) de soufflante, lesdites parois étant formées par la première peau (110 ; 210 ; 310) et la deuxième peau (120 ; 220 ; 320) de la préforme, la plateforme comprenant en outre un élément de raidissement longitudinal (17) s’étendant entre lesdites parois formé par la portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) de la préforme.
  8. Module de soufflante (2) de turbomachine aéronautique, comprenant un disque de soufflante (8), une pluralité d’aubes (9) de soufflante montées sur le disque de soufflante, et une pluralité de plateformes rapportées (10) selon la revendication 7 positionnées entre les aubes de soufflante sur le disque.
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WO2006136755A2 (fr) 2005-06-24 2006-12-28 Snecma Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
DE102011084472B3 (de) * 2011-10-13 2013-01-03 Airbus Operations Gmbh Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung
WO2019097147A1 (fr) * 2017-11-14 2019-05-23 Safran Ceramics Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2006136755A2 (fr) 2005-06-24 2006-12-28 Snecma Structure fibreuse de renfort pour piece en materiau composite et piece la comportant
DE102011084472B3 (de) * 2011-10-13 2013-01-03 Airbus Operations Gmbh Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug sowie Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung
WO2019097147A1 (fr) * 2017-11-14 2019-05-23 Safran Ceramics Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure

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