FR3111660A1 - Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication - Google Patents

Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication Download PDF

Info

Publication number
FR3111660A1
FR3111660A1 FR2006380A FR2006380A FR3111660A1 FR 3111660 A1 FR3111660 A1 FR 3111660A1 FR 2006380 A FR2006380 A FR 2006380A FR 2006380 A FR2006380 A FR 2006380A FR 3111660 A1 FR3111660 A1 FR 3111660A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
blade
dimensional woven
preform
skin
core
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
FR2006380A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3111660B1 (fr
Inventor
Clément Pierre POSTEC
Thomas Alain DE GAILLARD
Teddy Fixy
Eddy Keomorakott Souryavongsa
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 FR2006380A priority Critical patent/FR3111660B1/fr
Publication of FR3111660A1 publication Critical patent/FR3111660A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3111660B1 publication Critical patent/FR3111660B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • 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
    • 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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/40—Heat treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication Une aube (10) pour moteur aéronautique à turbine à gaz comprend suivant une direction longitudinale (DL) un pied d’aube (11), une échasse (12) et un corps de pale (13), le corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale entre l’échasse (12) et un sommet d’aube (14) et suivant une direction transversale (DT) entre un bord d’attaque (40) en matériau métallique et un bord de fuite (131). L’aube comprend une âme d’aube en matériau composite (20) à renfort fibreux tissé tridimensionnel formant le pied d’aube, l’échasse et une partie du corps de pale (13). L’aube comprend en outre en outre un clinquant en matériau métallique (40) fixé sur un bord avant de la partie de corps de pale et une peau en matériau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel (30) entourant la partie de corps de pale (21) de l’âme d’aube (20) et le clinquant en matériau métallique, la peau en matériau composite définissant le bord d’attaque (131) et le bord de fuite de l’aube, la peau comprenant un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels chacun enroulés autour de la partie de corps de pale de l’âme d’aube, la peau définissant en outre un bord de fuite affiné. Figure pour l’abrégé : Fig. 1.

Description

Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication d’aubes en matériau composite comportant un renfort fibreux densifié par une matrice, la matrice étant obtenue par injection d’une composition liquide contenant un précurseur de la matrice dans une préforme fibreuse.
Un domaine visé est celui d’aubes de turbines à gaz pour moteurs aéronautiques ou turbines industrielles et, plus particulièrement mais non exclusivement, des aubes de soufflantes pour moteurs aéronautiques.
La fabrication d’une aube en matériau composite comprend les étapes suivantes:
  1. réalisation d’une structure fibreuse par tissage tridimensionnel ou multicouche,
  2. compactage et mise en forme de la structure fibreuse,
  3. placement de la préforme fibreuse ainsi obtenue dans un outillage de moulage par injection (RTM),
  4. injection d’une composition liquide précurseur d’un matériau de matrice telle qu’une résine dans la préforme fibreuse,
  5. transformation de la composition liquide en matrice de manière à obtenir un élément profilé en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice.
La réalisation d’une aube en matériau composite obtenue à partir d’un renfort fibreux réalisé par tissage tridimensionnel et densifié par une matrice est notamment décrite dans le document US 2005/0084377.
Le tissage tridimensionnel (3D) ou multicouche permet de conférer à l’aube en matériau composite résultante une très bonne tenue mécanique. Cependant, la bonne tenue mécanique conférée par le tissage tridimensionnel ou multicouche est plus difficile à obtenir dans des parties de l’aube présentant de faibles épaisseurs, de l’ordre de quelques millimètres comme c’est le cas au niveau du bord d’attaque et/ou de fuite d’une aube. En effet, d’un point de vue mécanique et conformément aux exigences de certification, le bord d’attaque et le bord de fuite doivent pouvoir résister ou limiter les endommagements lorsqu’ils sont soumis à diverses sollicitations telles que des impacts d’oiseaux ou la répétition de cycles de vol (érosion/durée de vie).
La difficulté à obtenir des portions de faibles épaisseurs avec une bonne tenue mécanique par tissage tridimensionnel s’explique par :
  • la taille ou le titre important des torons ou fils utilisés pour le tissage 3D ou multicouche qui est de l’ordre du millimètre, et
  • le nombre de couches de torons ou fils nécessaire en chaîne et en trame pour assurer une bonne tenue mécanique car il est plus difficile d’obtenir une tenue mécanique optimale par entrelacement de seulement deux couches de fils (nombre minimal de couches de fils de chaîne ou de trame pour former un tissage 3D ou multicouche) que par un entrelacement d’un nombre de couches de fils plus important.
D’un point du vue performances aérodynamiques, la réduction des épaisseurs des extrémités amont (bord d’attaque) et aval (bord de fuite) d’une aube de soufflante permet de gagner en rendement aérodynamique ainsi qu’en comportement. En effet, une réduction d’épaisseur du bord d’attaque et/ou du bord de fuite permet de limiter le contournement du profil d’aube. Ce contournement entraine un pic de mach sur les coupes transsoniques et supersoniques (en tête de l’aube) néfaste aux performances de la soufflante. De plus, la réduction de l’épaisseur permet de réduire les pertes de profil au bord de fuite (perte de culot) principalement pour les coupes au-dessus de 60% de hauteur. Cette réduction d’épaisseur a un impact direct sur rendement de la machine et donc sa consommation.
La présente invention a, par conséquent, pour but de proposer une solution pour une aube en matériau composite qui ne présente pas les inconvénients précités et qui permet de former de manière aisée des parties fines sur l’aube avec de bonnes propriétés mécaniques.
A cet effet l’invention propose un aube pour moteur aéronautique à turbine à gaz comprenant suivant une direction longitudinale un pied d’aube, une échasse et un corps de pale, le corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale entre l’échasse et un sommet d’aube et suivant une direction transversale entre un bord d’attaque en matériau métallique et un bord de fuite, l’aube comprenant une âme d’aube en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel formant le pied d’aube, l’échasse et une partie du corps de pale, caractérisée en ce qu’elle comprend en outre un clinquant en matériau métallique fixé sur un bord avant de la partie de corps de pale et une peau en matériau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel entourant la partie de corps de pale de l’âme d’aube et le clinquant en matériau métallique, la peau en matériau composite définissant le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aube, la peau comprenant un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels chacun enroulés autour de la partie de corps de pale de l’âme d’aube, la peau définissant en outre un bord de fuite affiné.
Ainsi, dans l’aube selon l’invention le bord d’attaque et/ou le bord de fuite de l’aube sont dimensionnés au moyen d’une peau à renfort fibreux tissé bidimensionnel qui présente par définition une épaisseur moins importante qu’un tissage tridimensionnel. L’aube selon l’invention présente, par conséquent, un bord d’attaque et/ou un bord de fuite plus fin qu’une aube en matériau composite réalisée entièrement à partir d’un renfort fibreux tissé tridimensionnel tout en présentant une bonne résistance mécanique en particulier vis-à-vis des impacts car la matrice commune entre le renfort le renfort fibreux de l’âme d’aube et le renfort fibreux de la peau en matériau composite assure la répartition des contraintes ou efforts mécaniques entre les tissages de ces deux éléments.
En outre, la présence d’un clinquant en matériau métallique sous la peau en matériau composite sur le bord avant de la partie de corps de pale de l’âme d’aube permet de renforcer la résistance à l’impact du bord d’attaque de l’aube. Par ailleurs, la peau en matériau composite assure un maintien amélioré du clinquant métallique en évitant son décollement.
Selon une caractéristique particulière de l’aube de l’invention, les extrémités de chaque pli tissé bidimensionnel se rejoignent au niveau d’une face extrados du corps de pale à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite de l’aube.
Ainsi, le renfort fibreux de la peau en matériau composite présente un tissage continu dans la zone du bord d’attaque de l’aube, ce qui permet d’assurer une bonne résistance mécanique dans une zone de l’aube exposée aux impacts avec des corps étrangers (oiseaux, grêle, etc.).
Selon une autre caractéristique particulière de l’aube de l’invention, le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aube présente une épaisseur comprise entre 0,2 mm et 1,5 mm.
Selon une autre caractéristique particulière de l’aube de l’invention, un matériau de comblement est présent au moins entre l’extrémité distale du bord arrière de la partie de corps de pale de l’âme d’aube et la peau en matériau composite. Cela permet de mieux maîtriser la forme finale du bord d’attaque de l’aube et d’éviter un manque de matière entre le bord avant de la partie de corps de pale de l’âme d’aube et la peau en matériau composite
Selon une autre caractéristique particulière de l’aube de l’invention, le renfort fibreux tissé tridimensionnel de l’âme d’aube comprend des fils en fibres de carbone tandis que le renfort fibreux de la peau comprend des fils en fibres de carbone et des fils en fibres de verre. L’utilisation partielle de fils en fibres de verre dans la peau en matériau composite permet d’augmenter la déformation à rupture du corps de pale de l’aube et, par conséquent, sa résistance à l’impact.
L’invention a également pour objet un procédé de fabrication d'une aube pour moteur aéronautique à turbine à gaz comprenant au moins:
- la réalisation par tissage tridimensionnel d’une ébauche fibreuse d’âme d’aube,
- la découpe de l’ébauche fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse d’âme d’aube comprenant suivant une direction longitudinale une partie de préforme de pied d’aube, une partie de préforme d’échasse et une partie de préforme de partie de corps de pale, la partie de préforme de partie de corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale entre la partie de préforme d’échasse et un sommet et suivant une direction transversale entre un bord avant et un bord arrière,
- la fixation d’un clinquant en matériau métallique sur le bord avant de la partie de préforme de partie de corps de pale,
- l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels autour de la partie de préforme de partie de corps de pale et du clinquant en matériau métallique,
- le placement de la préforme fibreuse d’âme d’aube et du clinquant en matériau métallique enroulés avec le ou les plis tissés bidimensionnels dans un moule d’injection,
- l’injection d’une résine dans la préforme fibreuse d’âme d’aube et dans le ou les plis tissés bidimensionnels,
- la transformation de la résine en matrice de manière à obtenir une aube comprenant une âme d’aube en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel et une peau en matériau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel présente autour d’une partie de corps de pale de l’âme d’aube et le clinquant en matériau métallique.
Selon une caractéristique particulière du procédé de l’invention, lors de l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels autour de la partie de préforme de partie de corps de pale et du clinquant en matériau métallique, les extrémités de chaque pli tissé bidimensionnel se rejoignent au niveau de la face de la partie de préforme de partie de corps de pale destinée à former la face extrados de l’aube et à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite de l’aube.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, chaque pli tissé bidimensionnel présente une épaisseur d’environ 0,2 mm.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, avant l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels autour de la partie de préforme de partie de corps de pale et du clinquant, un matériau de comblement est placé au moins au niveau l’extrémité distale du bord arrière de la partie de préforme de partie de corps de pale. Ce matériau de comblement peut être aussi placé au niveau l’extrémité distale du bord arrière de la partie de préforme de longeron.
Selon une autre caractéristique particulière du procédé de l’invention, le renfort fibreux tissé tridimensionnel de l’âme d’aube comprend des fils en fibres de carbone et dans laquelle le renfort fibreux de la peau comprend des fils en fibres de carbone et des fils en fibres de verre.
La figure 1 est une vue en perspective d'une aube conformément à un mode de réalisation de l'invention,
La figure 2 est une vue en coupe transversale de l’aube de la figure 1,
La figure 3 illustre de façon très schématique une ébauche fibreuse tissée tridimensionnelle destinée à la réalisation d’une préforme fibreuse d’âme d’aube conformément à un mode de réalisation de l’invention,
La figure 4 est une vue schématique en perspective d’une préforme fibreuse d’âme d’aube obtenue à partir de l’ébauche fibreuse de la figure 1 ;
La figure 5 est une vue schématique en perspective montrant l’enroulement de plis tissés bidimensionnels autour de la préforme fibreuse d’âme d’aube de la figure 4,
La figure 6 est une vue schématique en perspective montrant le placement d’un bord d’attaque métallique sur la préforme de la figure 5.
L’aube selon l’invention peut notamment constituer une aube pour roues mobiles carénées telles que des aubes de soufflante ou une aube pour roues mobiles non carénées comme dans les moteurs aéronautiques dits « open rotor ».
La figure 1 représente une aube de soufflante 10 pour moteur aéronautique à turbine à gaz, l’aube comprenant suivant une direction longitudinale DLun pied d’aube 11, une échasse 12 et un corps de pale 13, le corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale DLentre l’échasse 12 et un sommet d’aube 14 et suivant une direction transversale DTentre un bord d’attaque 131 et un bord de fuite 132.
Comme illustrée sur les figures 1 et 2, l’aube 10 comprend une âme d’aube en matériau composite 20 à renfort fibreux tissé tridimensionnel formant le pied d’aube 11 et l’échasse 12. L’âme d’aube comprend en outre une partie de corps de pale 21 formant une partie du corps de pale 13. La partie de corps de pale s’étend suivant la direction longitudinale DLentre l’échasse 12 et le sommet d’aube 14 et suivant la direction transversale DTentre un bord avant 210 et un bord arrière 211. Un clinquant en matériau métallique est en outre fixé sur le bord avant 210 de la partie de corps de pale 21.
Conformément à l’invention, l’aube 10 comprend en outre une peau en matériau composite 30 à renfort fibreux tissé bidimensionnel entourant la partie de corps de pale 21 de l’âme d’aube 20 et le clinquant en matériau métallique 40. La peau 30 définit à la fois un bord d’attaque 131 et un bord de fuite 132 affinés. Dans l’exemple décrit ici, un matériau de comblement 50 pouvant être notamment une mousse ou une résine est présent entre l’extrémité distale 211a du bord arrière 211 de la partie de corps de pale 21 de l’âme d’aube et la peau en matériau composite 30. Toutefois, l’aube selon l’invention peut être réalisée sans matériau de comblement au niveau du bord arrière de la partie de corps de pale.
Comme décrit ci-après, la peau en matériau composite 30 comprend un ou plusieurs plis tissés bidimensionnel chacun enroulés autour du longeron de l’âme d’aube.
La figure 3 montre très schématiquement le tissage d’une ébauche fibreuse 100 à partir de laquelle peut être extraite une préforme fibreuse d’âme d’aube 200 (figure 4).
L’ébauche fibreuse 100 est obtenue par tissage tridimensionnel, ou tissage 3D, ou par tissage multicouche réalisé de façon connue au moyen d'un métier à tisser de type jacquard sur lequel on a disposé un faisceau de fils de chaînes ou torons 101 en une pluralité de couches, les fils de chaînes étant liés par des couches de trame 102 également disposés en une pluralité de couches, certaines couches de trames comprenant des tresses comme expliqué ci-après en détails. Dans l'exemple illustré, le tissage 3D est un tissage à armure "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. Un exemple détaillé de réalisation d’une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d’une aube pour moteur aéronautique à partir d’une ébauche fibreuse tissée 3D est notamment décrit en détails dans les documents US 7 101 154, US 7 241 112 et WO 2010/061140.
L’ébauche fibreuse 100 est tissée sous forme d'une bande s’étendant de façon générale dans une direction longitudinale DLcorrespondant à la direction longitudinale de l’aube à réaliser. Dans l’ébauche fibreuse 100, la préforme fibreuse d’âme d’aube 200 présente une épaisseur variable déterminée en fonction de l’épaisseur longitudinale et du profil de l’aube à réaliser. Dans sa partie destinée à former une préforme de pied, la préforme fibreuse 200 présente une partie de surépaisseur correspondant à une partie de préforme de pied 203. La préforme fibreuse 200 se prolonge par une partie d’épaisseur décroissante correspondant à une partie de préforme d’échasse 204 destinée à former l’échasse de l’aube puis par une partie de préforme de partie de corps de pale 205 destinée à former la partie de corps de pale de l’âme d’aube s’étendant entre la partie de préforme d’échasse 204 et un sommet 206. La partie de préforme de partie de corps de pale 205 présente dans une direction transversale DTperpendiculaire à la direction longitudinal DLun profil à épaisseur variable entre son bord avant 2050 et son bord arrière 2051. La partie de préforme de partie de corps de pale 205 comprend des première et deuxième faces 2052 et 2053 s’étendant entre les bords 2050 et 2051 (figure 4) et destinées à former avec la peau composite la face intrados et la face extrados, ou inversement, de l’aube.
La préforme fibreuse d’âme d’aube 200 est tissée en une seule pièce et doit présenter, après découpe des fils non tissés de l’ébauche 100, la forme et les dimensions quasi-définitives de l’âme d’aube (« net shape »). A cet effet, dans les parties de variations d’épaisseur de la structure fibreuse, comme dans la partie d’épaisseur décroissante de partie de préforme d’échasse 204, la diminution d’épaisseur de la préforme est obtenue en retirant progressivement des couches de trame au cours du tissage.
Une fois le tissage de la préforme fibreuse d’âme d’aube 200 dans l’ébauche 100 achevé, on découpe les fils non tissés. On obtient alors la préforme fibreuse d’âme d’aube 200 illustrée sur la figure 4, structure tissée en une seule pièce. Le bord avant 2050 de la partie de préforme de partie de corps de pale 205 est destiné à former le bord avant 210 de la partie de corps de pale 21 de l’âme d’aube 20 tandis que le bord arrière 2051 de la partie de préforme de partie de corps de pale 205 est destiné à former le bord arrière 211 de la partie de corps de pale 21 de l’âme d’aube 20.
Le clinquant en matériau métallique 40 est positionné sur le bord avant 2050 de la partie de préforme de partie de corps de pale 205 tandis qu’un matériau de comblement 50 est positionné au niveau du bord arrière 2051 de la partie de préforme de partie de corps de pale 205.
Le bord d’attaque et/ou le bord de fuite de l’aube de l’aube finale présentent une faible épaisseur, par exemple inférieure à 3 mm. Cette faible épaisseur est difficilement atteignable avec le tissage tridimensionnel en raison d’une taille ou d’un titre trop important des fils des chaîne et de trame ainsi que du nombre minimum de couches de fils nécessaires pour assurer une bonne tenue mécanique. Dans l’exemple décrit ici, la partie distale 210a du bord avant 210 de la partie de corps de pale 21 et la partie distale 211a du bord arrière 211 de la partie de corps de pale 21 présentent chacune une épaisseur E210aet E211ad’environ 1,5 mm (figure 2).
Conformément à l’invention, les bords avant et arrière de la partie de corps de pale peuvent être affinés au moyen d’une peau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel. Plus précisément, comme illustré sur la figure 5, des plis tissés bidimensionnels, ici deux plis 230 et 231, sont enroulés autour la partie de préforme de partie de corps de pale 205, du clinquant 40 et du matériau de comblement 50.
Les plis tissés bidimensionnels 230 et 231 présentent chacun une épaisseur de 0,2 mm, ce qui permet de former une préforme de peau 230 ayant une épaisseur de 0,4 mm correspondant à l’épaisseur H30de la peau en matériau composite 30. Dans l’exemple décrit ici, la préforme de peau céramique permet d’obtenir une portion de préforme de bord d’attaque et une portion de préforme de bord de fuite présentant chacune une épaisseur HBAet HBFde 0,8 mm qui se retrouve sur l’aube finale (figure 2).
L’enroulement des plis bidimensionnels peut être notamment réalisé de manière automatisée par un robot, ce qui permet une bonne répétabilité et une maîtrise du drapage (pas d’embuvage, pincements, etc.).Comme illustrée sur la figure 6, on obtient alors un ensemble de préforme 250 comprenant la préforme fibreuse d’âme d’aube 200, le clinquant en matériau métallique 40 et le matériau de comblement (non représenté sur la figure 6) et la préforme de peau 230. L’ensemble de préforme 250 est placé dans un moule d’injection. On injecte ensuite un précurseur liquide de matrice dans la porosité de la préforme fibreuse d’âme d’aube et dans les plis tissés bidimensionnels formant la préforme de peau.
Plus précisément, l’ensemble est placé dans un moule pouvant être fermé de manière étanche avec un logement ayant la forme de la pièce finale moulée et pouvant notamment présenter une forme vrillée correspondant à la forme définitive de la pale. Ensuite, on referme le moule et on injecte le précurseur liquide de matrice, par exemple une résine, dans tout le logement pour imprégner toute la partie fibreuse de l’ensemble.
La transformation du précurseur en matrice, 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 l’aube. La matrice peut être notamment obtenue à partir de résines époxydes, telle que la résine époxyde à hautes performances vendue sous la référence PR 520 par la société CYTEC.
Selon un aspect de l'invention, la densification de la préforme fibreuse peut être réalisée par le procédé bien connu de moulage par transfert dit RTM ("Resin Transfert Moulding"). Conformément au procédé RTM, on place la préforme fibreuse dans un moule présentant la forme extérieure de la pale. Une résine thermodurcissable est injectée dans l'espace interne délimité entre la pièce en matériau rigide et le moule et qui comprend la préforme fibreuse. Un gradient de pression est généralement établi dans cet espace interne entre l'endroit où est injectée la résine et les orifices d'évacuation de cette dernière afin de contrôler et d'optimiser l'imprégnation de la préforme 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.
La résine assure un rôle de liant entre le renfort fibreux de l’âme d’aube 20 et le renfort fibreux de la peau en matériau composite 30 et assure ainsi la répartition des contraintes ou efforts mécaniques entre les tissages de ces deux éléments.
Après la transformation de la résine en matrice, la pièce est démoulée. On obtient alors l’aube 10 de la figure 1 avec une âme d’aube en matériau composite 20 formant le pied 11, l’échasse 12 et une partie du corps de pale 13 de l’aube, une peau en matériau composite 30 formant l’autre partie du corps de pale 13, le bord d’attaque 131 et le bord de fuite 132 de l’aube et un clinquant en matériau métallique 40 présent sous la peau 30 pour renforcer le bord d’attaque.
Dans l’exemple décrit ici, le clinquant en matériau métallique est collé sur le bord avant 210 de la partie de corps de pale 21 de l’âme d’aube 20 au moyen d’une couche d’adhésif 41 comme illustré sur la figure 2. La couche de matériau adhésif n’est pas obligatoire si le maintien du clinquant par la peau en matériau composite est suffisant.
Selon une caractéristique particulière de l’invention, le ou les plis tissés bidimensionnels sont enroulés autour de la partie de préforme de partie de corps de pale de manière à ce que les extrémités de chaque pli tissé bidimensionnel se rejoignent au niveau de la face de la partie de corps de pale destinée à former la face extrados de l’aube et à une position à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite de l’aube. Ainsi, le renfort fibreux de la peau en matériau composite 30 présente un tissage continu dans la zone du bord d’attaque de l’aube, ce qui permet d’assurer une bonne résistance mécanique dans une zone de l’aube exposée aux impacts avec des corps étrangers (oiseaux, grêle, etc.). Les extrémités du ou des plis forment une portion de jonction 31 d’une face extrados du corps de pale à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque 40 vers le bord de fuite 131 de l’aube 10 selon la direction transversale DT(figures 1 et 2). Un léger chevauchement entre les extrémités de chaque pli peut être autorisé. La jonction entre les extrémités des plis est assurée par la résine injectée et transformée en matrice dans les plis. Les extrémités des plis peuvent éventuellement fixées entre elles par couture avant l’injection de la résine.
Selon une autre caractéristique particulière de l’invention, le renfort fibreux tissé tridimensionnel de l’âme d’aube comprend des fils en fibres de carbone tandis que le renfort fibreux de la peau comprend des fils en fibres de carbone et des fils en fibres de verre. L’utilisation partielle de fils en fibres de verre dans la peau en matériau composite permet d’augmenter la déformation à rupture du corps de pale de l’aube et, par conséquent, sa résistance à l’impact.

Claims (10)

  1. Aube (10) pour moteur aéronautique à turbine à gaz comprenant suivant une direction longitudinale (DL) un pied d’aube (11), une échasse (12) et un corps de pale (13), le corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale entre l’échasse (12) et un sommet d’aube (14) et suivant une direction transversale (DT) entre un bord d’attaque (131) en matériau métallique et un bord de fuite (132), l’aube comprenant une âme d’aube en matériau composite (20) à renfort fibreux tissé tridimensionnel formant le pied d’aube, l’échasse et une partie du corps de pale (21), caractérisée en ce qu’elle comprend en outre un clinquant en matériau métallique (40) fixé sur un bord avant de la partie de corps de pale et une peau en matériau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel (30) entourant la partie de corps de pale (21) de l’âme d’aube (20) et le clinquant en matériau métallique, la peau en matériau composite définissant le bord d’attaque (131) et le bord de fuite (132) de l’aube, la peau comprenant un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels (230, 231) chacun enroulés autour du longeron de l’âme d’aube, la peau définissant en outre un bord de fuite affiné.
  2. Aube selon la revendication 1, dans laquelle les extrémités de chaque pli tissé bidimensionnel (230, 231) se rejoignent au niveau d’une face extrados du corps de pale (13) à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque (40) vers le bord de fuite (131) de l’aube (10).
  3. Aube selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le bord d’attaque et le bord de fuite de l’aube présente une épaisseur comprise entre 0,2 mm et 1,5 mm.
  4. Aube selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle un matériau de comblement (50) est présent au moins entre l’extrémité distale du bord arrière (211) de la partie de corps de pale (21) de l’âme d’aube (20) et la peau en matériau composite (30).
  5. Aube selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle le renfort fibreux tissé tridimensionnel de l’âme d’aube (20) comprend des fils en fibres de carbone et dans laquelle le renfort fibreux de la peau (30) comprend des fils en fibres de carbone et des fils en fibres de verre.
  6. Procédé de fabrication d'une aube pour moteur aéronautique à turbine à gaz comprenant au moins:
    - la réalisation par tissage tridimensionnel d’une ébauche fibreuse d’âme d’aube (100),
    - la découpe de l’ébauche fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse d’âme d’aube (200) comprenant suivant une direction longitudinale (DL) une partie de préforme de pied d’aube (203), une partie de préforme d’échasse (204) et une partie de préforme de partie de corps de pale (205), la partie de préforme de partie de corps de pale s’étendant suivant la direction longitudinale entre la partie de préforme d’échasse (204) et un sommet (206) et suivant une direction transversale (DT) entre un bord avant (136) et un bord arrière (132),
    - la fixation d’un clinquant en matériau métallique (40) sur le bord avant (2050) de la partie de préforme de partie de corps de pale (205)
    - l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels (230, 231) autour de la partie de préforme de partie de corps de pale (205) et du clinquant en matériau métallique (40),
    - le placement de la préforme fibreuse d’âme d’aube (200) et du clinquant en matériau métallique enroulés avec le ou les plis tissés bidimensionnels (230, 231) dans un moule d’injection,
    - l’injection d’une résine dans la préforme fibreuse d’âme d’aube et dans le ou les plis tissés bidimensionnels,
    - la transformation de la résine en matrice de manière à obtenir une aube (10) comprenant une âme d’aube en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel (20) et une peau en matériau composite à renfort fibreux tissé bidimensionnel (30) présente autour d’une partie de corps de pale (21) de l’âme d’aube (20) et d’un clinquant en matériau métallique (40).
  7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel, lors de l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels (230, 231) autour de la partie de préforme de partie de corps de pale (205) et du clinquant (40), les extrémités de chaque pli tissé bidimensionnel se rejoignent au niveau de la face de la partie de préforme de partie de corps de pale (205) destinée à former la face extrados de l’aube et à une position correspondant à 50% ou plus de la longueur de corde de l'aube mesurée depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite de l’aube.
  8. Procédé selon la revendication 6 ou 7, dans lequel chaque pli tissé bidimensionnel (230, 231) présente une épaisseur d’environ 0,2 mm.
  9. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel, avant l’enroulement d’un ou plusieurs plis tissés bidimensionnels (230, 231) autour de la partie de préforme de partie de corps de pale (205), un matériau de comblement (50) est placé au niveau l’extrémité distale (2051a) du bord arrière (2051) de la partie de préforme de longeron.
  10. Procédé selon l’une quelconque des revendications 6 à 9, dans lequel le renfort fibreux tissé tridimensionnel de l’âme d’aube (20) comprend des fils en fibres de carbone et dans laquelle le renfort fibreux de la peau (30) comprend des fils en fibres de carbone et des fils en fibres de verre.
FR2006380A 2020-06-18 2020-06-18 Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication Active FR3111660B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2006380A FR3111660B1 (fr) 2020-06-18 2020-06-18 Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2006380 2020-06-18
FR2006380A FR3111660B1 (fr) 2020-06-18 2020-06-18 Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3111660A1 true FR3111660A1 (fr) 2021-12-24
FR3111660B1 FR3111660B1 (fr) 2022-07-01

Family

ID=72644378

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2006380A Active FR3111660B1 (fr) 2020-06-18 2020-06-18 Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3111660B1 (fr)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050084377A1 (en) 2003-10-20 2005-04-21 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
EP1681440A2 (fr) * 2004-12-22 2006-07-19 Rolls-Royce Plc Aube en composite
WO2010061140A1 (fr) 2008-11-28 2010-06-03 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication
US20110038732A1 (en) * 2009-08-14 2011-02-17 Huth Brian P Gas turbine engine composite blade
WO2012001279A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Snecma Aube a longeron composite intégré
WO2015041963A1 (fr) * 2013-09-23 2015-03-26 United Technologies Corporation Surface portante en cmc à bord de fuite pointu et procédé de fabrication
FR3070425A1 (fr) * 2017-08-25 2019-03-01 Safran Aircraft Engines Element aubage profile d'un ensemble propulsif en composite stratifie
EP3564487A1 (fr) * 2018-04-30 2019-11-06 United Technologies Corporation Ailette composite pour moteurs à turbine à gaz

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050084377A1 (en) 2003-10-20 2005-04-21 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
US7101154B2 (en) 2003-10-20 2006-09-05 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
US7241112B2 (en) 2003-10-20 2007-07-10 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
EP1681440A2 (fr) * 2004-12-22 2006-07-19 Rolls-Royce Plc Aube en composite
WO2010061140A1 (fr) 2008-11-28 2010-06-03 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication
US20110038732A1 (en) * 2009-08-14 2011-02-17 Huth Brian P Gas turbine engine composite blade
WO2012001279A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Snecma Aube a longeron composite intégré
WO2015041963A1 (fr) * 2013-09-23 2015-03-26 United Technologies Corporation Surface portante en cmc à bord de fuite pointu et procédé de fabrication
FR3070425A1 (fr) * 2017-08-25 2019-03-01 Safran Aircraft Engines Element aubage profile d'un ensemble propulsif en composite stratifie
EP3564487A1 (fr) * 2018-04-30 2019-11-06 United Technologies Corporation Ailette composite pour moteurs à turbine à gaz

Also Published As

Publication number Publication date
FR3111660B1 (fr) 2022-07-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2516263B1 (fr) Pale d'helice d'aeronef
EP3511240B1 (fr) Aube a longeron composite intégré tissée en une seule pièce
EP2588758B1 (fr) Aube a longeron composite intégré
EP3019398B1 (fr) Pale d'hélice composite pour aéronef
EP2528727B1 (fr) Méthode de fabrication d'une aube a canaux internes en composite et aube de turbomachine en composite
EP3052286B1 (fr) Ensemble de compactage et procede de fabrication d'une aube composite de turbomachine
FR3081370A1 (fr) Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
EP2802702B1 (fr) Piece de renfort a section en pi en materiau composite, notamment plate-forme de soufflante de turbomachine, et son procede de fabrication
EP2929073B1 (fr) Procede de fabrication d'un pied d'aube de turbomachine en materiau composite et pied d'aube obtenu par un tel procede
CA2957834C (fr) Aube de redresseur en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et son procede de fabrication
EP3827119B1 (fr) Texture fibreuse pour carter en matériau composite à résistance à l'impact améliorée
FR3091723A1 (fr) Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une pièce de conformation
WO2016062952A1 (fr) Assemblage par un element d'ancrage mecanique entre deux pieces dont l'une est realisee en materiau composite
EP3911841B1 (fr) Aube ou pale d'helice composite pour aeronef avec tissage particulier d'une préforme fibreuse recevant une vessie remplie d'une mousse de conformation
EP3827118B1 (fr) Texture fibreuse pour carter en matériau composite à résistance au cisaillement ameliorée
FR3111660A1 (fr) Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication
FR3111658A1 (fr) Aube en matériau composite à renfort fibreux tissé tridimensionnel et peau tissée bidimensionnel et son procédé de fabrication
WO2021123652A1 (fr) Aube de soufflante ou d'helice pour une turbomachine d'aeronef et son procede de fabrication
EP4308792A1 (fr) Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d
FR3128400A1 (fr) Procede de fabrication d’une piece en materiau composite
WO2023209289A1 (fr) Aube ou pale d'hélice avec pied composite creux
WO2022106774A1 (fr) Aube composite pour une turbomachine d'aéronef et son procédé de fabrication

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20211224

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4