FR3121864A1 - Procede de fabrication d’une aube composite de turbomachine - Google Patents
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Abstract
Procédé de fabrication d’une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant les étapes de : a) tissage de fibres en trois dimensions de façon à obtenir une préforme fibreuse, b) montage de la préforme dans un moule et injection de résine dans ce moule, de façon à obtenir une pale (12) comportant un extrados et un intrados reliés ensemble par un bord d’attaque et par un bord de fuite, c) renfort d’un bord de la pale, caractérisé en ce que l’étape c) est réalisée en déposant et en collant successivement une pluralité de feuilles de renfort (22a, 22b, 22c, …, 22n) sur ledit bord, de façon à former un empilement (E) de feuilles de renfort dont au moins certaines sont réalisées dans des matériaux différents. Figure pour l'abrégé : Figure 3
Description
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, ainsi que l’aube obtenue par ce procédé.
Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef comporte une ou plusieurs hélice(s) qui peuvent être carénée(s) ou non carénée(s). La présente invention s’applique notamment aux aubes d’une soufflante, c'est-à-dire aux aubes d’une hélice carénée mais aussi à d’autres types d’hélices, telles que les hélices non carénées des turbopropulseurs par exemple.
Une hélice de turbomachine est traversée par un flux d’air et ses aubes peuvent subir des dommages par usure ou impact, par exemple du type FOD (acronyme de l’anglaisFlying Object Damage) provoqué par l’impact d’un oiseau par exemple sur les aubes.
La présente invention concerne la fabrication d’une aube en matériau composite, par exemple à matrice organique (CMO), dont au moins un bord est renforcé par un renfort.
Une aube composite est formée à partir d’une préforme tissée noyée dans une matrice polymérique (du type époxy par exemple). La préforme est obtenue par tissage de fibres, en général de carbone, en trois dimensions.
Il est connu de renforcer le bord d’attaque de cette aube par un bouclier métallique rapporté. Le bouclier, tel que décrit dans la demande FR-A1-3 046 557, comporte deux ailes latérales s’étendant respectivement sur un intrados et un extrados de la pale, et un nez reliant les deux ailes.
Les deux ailes latérales et le nez sont fortement exposés au flux de gaz qui traverse l’hélice et sont particulièrement sujets à des risques d’usure par abrasion, impact ou érosion. En particulier le nez, qui est orienté vers l’amont de la turbomachine et forme le bord d’attaque du flux de gaz qui traverse l’hélice en fonctionnement, est le plus exposé aux risques d’endommagement.
De plus, les inconvénients de cette solution sont principalement que le bord d’attaque tel qu’il existe actuellement induit beaucoup de non-conformités et de coûts sur tout son cycle de vie. En effet, de la fabrication du bord d’attaque (prix de la matière élevée, beaucoup d’opérations de transformation, beaucoup de rebuts chez les fournisseurs) en passant par son assemblage par collage (préparation de surface indispensable, passage en cycle autoclave long, nombre de pièces limité dans l’autoclave), les non-conformités sont nombreuses et occasionnent des coûts qui pourraient être réduits.
Enfin, un effet subi du choix de la solution actuelle est que même lorsque la PIF (Pièce Intermédiaire de Fabrication) qu’est le bouclier métallique est conforme, il arrive que la PEM (Pièce Entrée Montage) soit finalement non conforme sans que la ou les non-conformité(s) ne soi(en)t dues à la partie en composite.
En production, une pale composite telle que fabriquée actuellement présente de nombreuses non-conformités sur la PIF qu’est le bouclier mais aussi à la PEM lorsque ce dernier est assemblé par collage sur la pale, ce qui induit un surcoût qualité pour une pièce qui coûte déjà actuellement le tiers du produit fini. La problématique posée est donc non seulement la difficulté à produire suffisamment de pièces conformes mais également à réduire le coût des pièces et à assurer la robustesse de la gamme.
Les problèmes techniques posés par la solution actuelle résident dans les éléments détaillés ci-dessous :
- concernant uniquement le bouclier : cavité trop large ou trop resserrée entre les ailes du bouclier, ondulations ou stries au niveau de ces ailes,
- concernant l’aube composite : appairage entre la PIF et la PEM difficile, contrôlabilité par CND (Contrôle Non Destructif) non robuste, réparabilité sous aile difficile.
Par ailleurs, la préparation d’une aube composite suite à des impacts ou des évènements en flotte est un sujet difficile car peu de techniques existent actuellement. Pour une réduction de coût importante, ce produit doit pouvoir être réparé tout au long de sa vie afin de ne pas devoir à utiliser de produits neufs systématiquement.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à au moins une partie des problèmes évoqués ci-dessus.
La présente invention propose un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant les étapes de :
a) tissage de fibres en trois dimensions de façon à obtenir une préforme fibreuse,
b) montage de la préforme dans un moule et injection de résine dans ce moule, de façon à obtenir une pale comportant un extrados et un intrados reliés ensemble par un bord d’attaque et par un bord de fuite,
c) renfort d’un bord de la pale,
caractérisé en ce que l’étape c) est réalisée en déposant et en collant successivement une pluralité de feuilles de renfort sur ledit bord, de façon à former un empilement de feuilles de renfort dont au moins certaines sont réalisées dans des matériaux différents.
L’invention propose ainsi de renforcer un bord de la pale par l’empilement et le collage successif de plusieurs feuilles, c’est-à-dire les unes après les autres. Une feuille est en général un matériau fin et relativement souple. Du fait de cette souplesse, les feuilles peuvent facilement être mises en forme et collées sur le bord. Elles épousent la forme du bord et permettent de gommer les imperfections éventuelles. Les feuilles peuvent être réalisées dans des matériaux, densités, et/ou épaisseurs différentes.
L’invention facilite également la réparation d’une aube composite car il suffit de retirer tout ou partie de l’empilement de feuilles, par exemple par usinage, et de recoller un nouvel empilement de feuilles sur le bord abîmé.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques et/ou étapes suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’empilement comprend au moins trois, et de préférence au moins six, feuilles superposées ;
- les feuilles ont chacune une épaisseur comprise entre 0,2mm et 5mm
- l’empilement comprend des feuilles métalliques en acier, et/ou en alliage à base de titane, et/ou en alliage à base de nickel, et/ou en alliage à base de cobalt ;
-la feuille métallique la plus éloignée dudit bord a une dureté supérieure à la feuille métallique la plus proche de ce bord ;
- l’empilement comprend des feuilles en polymère ;
- les feuilles sont collées avec une colle époxy;
- ledit bord est le bord d’attaque ou de fuite de la pale.
La présente invention concerne encore une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube étant fabriquée par un procédé tel que décrit ci-dessus et comprenant une pale dont un bord est recouvert d’un empilement de feuilles collées les unes sur les autres et sur ce bord.
Dans un exemple particulier de réalisation de l’invention, certaines des feuilles sont métalliques et les autres feuilles sont en polymère.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
Description détaillée de l'invention
La montre une aube 10 d’hélice et en particulier de soufflante d’une turbomachine d’aéronef. Cette aube 10 comprend une pale 12 en composite à matrice organique et un bouclier métallique 14 collé sur un bord d’attaque.
La pale 12 comporte en outre un bord de fuite 16, opposé au bord d’attaque, et un intrados et un extrados s’étendant entre les bords d’attaque et de fuite de la pale.
L’aube présente un axe d’allongement noté A. Une extrémité longitudinale de la pale 12 est libre et l’extrémité longitudinale opposée est reliée à un pied 18 pour la fixation de l’aube à un rotor de la turbomachine.
Comme cela est visible à la , le bouclier 14 comporte deux ailes latérales 14a s’étendant respectivement sur l’intrados et l’extrados de la pale 12, et un nez 14b reliant les deux ailes 14a.
Les ailes 14a, 14b définissent entre elles une cavité de réception du bord d’attaque de la pale 12, ainsi que de colle de solidarisation du bouclier à la pale.
L’invention propose une alternative au collage d’un bouclier 14 sur le bord d’attaque d’une aube.
L’invention concerne un procédé de fabrication d’une aube 10 en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant les étapes de :
a) tissage de fibres en trois dimensions de façon à obtenir une préforme fibreuse,
b) montage de la préforme dans un moule et injection de résine dans ce moule, de façon à obtenir une pale 12 comportant un extrados et un intrados reliés ensemble par un bord d’attaque et par un bord de fuite, et
c) renfort d’un bord (d’attaque ou de fuite) de la pale,
L’étape c) est réalisée en déposant et en collant successivement une pluralité de feuilles de renfort 22a, 22b, 22c, …, 22n sur le bord, de façon à former un empilement E de feuilles de renfort dont au moins certaines sont réalisées dans des matériaux différents.
L’empilement comprend au moins trois, et de préférence au moins six, feuilles superposées. Les feuilles ont chacune une épaisseur comprise entre 0,2mm et 5mm.
L’empilement E comprend des feuilles métalliques en acier, et/ou en alliage à base de titane, et/ou en alliage à base de nickel, et/ou en alliage à base de cobalt. La feuille métallique 22a la plus éloignée du bord a de préférence une dureté supérieure à la feuille métallique 22n la plus proche de ce bord.
L’empilement E peut comprendre des feuilles 22b, 22c en polymère, par exemple en polycarbonate ou en polyamide.
Les feuilles sont collées avec une colle époxy par exemple.
L’invention permet de faciliter la réparation de l’aube 10. En effet, en cas de choc, l’empilement E de couches peut être en partie supprimé, par exemple par usinage, et remplacé par un nouvel empilement E collé de feuilles.
Claims (10)
- Procédé de fabrication d’une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant les étapes de :
a) tissage de fibres en trois dimensions de façon à obtenir une préforme fibreuse,
b) montage de la préforme dans un moule et injection de résine dans ce moule, de façon à obtenir une pale (12) comportant un extrados et un intrados reliés ensemble par un bord d’attaque et par un bord de fuite,
c) renfort d’un bord de la pale,
caractérisé en ce que l’étape c) est réalisée en déposant et en collant successivement une pluralité de feuilles de renfort (22a, 22b, 22c, …, 22n) sur ledit bord, de façon à former un empilement (E) de feuilles de renfort dont au moins certaines sont réalisées dans des matériaux différents. - Procédé selon la revendication 1, dans lequel l’empilement (E) comprend au moins trois, et de préférence au moins six, feuilles superposées.
- Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel les feuilles ont chacune une épaisseur comprise entre 0,2mm et 5mm.
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’empilement (E) comprend des feuilles métalliques en acier, et/ou en alliage à base de titane, et/ou en alliage à base de nickel, et/ou en alliage à base de cobalt.
- Procédé selon la revendication précédente, dans lequel la feuille métallique la plus éloignée dudit bord a une dureté supérieure à la feuille métallique la plus proche de ce bord.
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’empilement (E) comprend des feuilles en polymère.
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les feuilles sont collées avec une colle époxy.
- Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit bord est le bord d’attaque ou de fuite de la pale (12).
- Aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube étant fabriquée par un procédé selon l’une des revendications précédentes et comprenant une pale (12) dont un bord est recouvert d’un empilement de feuilles collées les unes sur les autres et sur ce bord.
- Aube selon la revendication précédente, dans laquelle certaines des feuilles sont métalliques et les autres feuilles sont en polymère.
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3141965A1 (fr) * | 2022-11-14 | 2024-05-17 | Safran | Aube pour turbomachine d’aeronef et procede de fabrication associe |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2037082A1 (fr) * | 2007-09-13 | 2009-03-18 | Snecma | Dispositif d'amortissement pour aube en matériau composite |
| US20100232974A1 (en) * | 2009-03-12 | 2010-09-16 | Snecma | Blade made of composite material comprising a damping device |
| EP2869985A1 (fr) * | 2012-07-09 | 2015-05-13 | SNECMA Services | Procédé de fixation d'un renfort métallique structurel sur une partie d'une aube de turbine à gaz en matériau composite et moule d'injection pour la mise en oeuvre d'un tel procédé |
| FR3046557A1 (fr) | 2016-01-08 | 2017-07-14 | Snecma | Procede de fabrication d'un bouclier de bord d'attaque comprenant une etape de fabrication additive et bouclier de bord d'attaque |
| EP3282090A1 (fr) * | 2016-08-12 | 2018-02-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Systèmes de profil aérodynamique et procédés d'assemblage |
| WO2020021199A1 (fr) * | 2018-07-24 | 2020-01-30 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee |
| WO2020043996A1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-03-05 | Safran Aircraft Engines | Aube en matériau composite a film anti-érosion renforce et procédé de protection associé |
-
2021
- 2021-04-19 FR FR2104021A patent/FR3121864A1/fr active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2037082A1 (fr) * | 2007-09-13 | 2009-03-18 | Snecma | Dispositif d'amortissement pour aube en matériau composite |
| US20100232974A1 (en) * | 2009-03-12 | 2010-09-16 | Snecma | Blade made of composite material comprising a damping device |
| EP2869985A1 (fr) * | 2012-07-09 | 2015-05-13 | SNECMA Services | Procédé de fixation d'un renfort métallique structurel sur une partie d'une aube de turbine à gaz en matériau composite et moule d'injection pour la mise en oeuvre d'un tel procédé |
| FR3046557A1 (fr) | 2016-01-08 | 2017-07-14 | Snecma | Procede de fabrication d'un bouclier de bord d'attaque comprenant une etape de fabrication additive et bouclier de bord d'attaque |
| EP3282090A1 (fr) * | 2016-08-12 | 2018-02-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Systèmes de profil aérodynamique et procédés d'assemblage |
| WO2020021199A1 (fr) * | 2018-07-24 | 2020-01-30 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee |
| WO2020043996A1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-03-05 | Safran Aircraft Engines | Aube en matériau composite a film anti-érosion renforce et procédé de protection associé |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3141965A1 (fr) * | 2022-11-14 | 2024-05-17 | Safran | Aube pour turbomachine d’aeronef et procede de fabrication associe |
| WO2024105323A1 (fr) * | 2022-11-14 | 2024-05-23 | Safran | Aube pour turbomachine d'aeronef et procede de fabrication associe |
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