FR3124422A1 - METHOD FOR MANUFACTURING A PART IN COMPOSITE MATERIAL AND PART SO MANUFACTURED - Google Patents

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Abstract

L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce composite (10’) à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort et deux zones adjacentes reliées entre elles par des fibres de renfort, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chaque zone, en réalisant une première structure composite (10a’) d’une première zone, puis une deuxième structure composite (10b’) d’une deuxième zone, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure à partir des fibres de la zone et de la matrice introduite, les différentes zones de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes. Figure pour l’abrégé : Fig. 1HThe invention relates to a method for manufacturing a composite part (10') from a preform comprising reinforcing fibers and two adjacent zones interconnected by reinforcing fibers, the method comprising the production of a structure separate composite structure for each zone, by producing a first composite structure (10a') of a first zone, then a second composite structure (10b') of a second zone, each separate composite structure being produced, on the one hand, in introducing a composite matrix into a zone of the preform and, on the other hand, by applying to this zone operating conditions, in particular temperature, specific to the production of the structure from the fibers of the zone and the introduced matrix, the various zones of the preform being treated in an order which corresponds to the decreasing order of the temperatures used in the operating conditions applied to the production of the distinct composite structures. Figure for abstract: Fig. 1 hour

Description

PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE EN MATERIAU COMPOSITE ET PIECE AINSI FABRIQUEEMETHOD FOR MANUFACTURING A PART IN COMPOSITE MATERIAL AND PART SO MANUFACTURED

Le présent exposé concerne un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite et une pièce ainsi fabriquée.This presentation concerns a process for manufacturing a part made of composite material and a part thus manufactured.

L’invention s’applique notamment aux pièces aéronautiques et spatiales, en particulier dans les turbomachines, notamment aéronautiques.The invention applies in particular to aeronautical and space parts, in particular in turbomachines, in particular aeronautical.

En aéronautique les pièces qui sont utilisées, par exemple dans les turboréacteurs et, en particulier, les aubes de rotor, sont soumises à des contraintes opérationnelles sévères.In aeronautics, the parts which are used, for example in turbojet engines and, in particular, rotor blades, are subjected to severe operational constraints.

De plus en plus de pièces aéronautiques sont réalisées dans des matériaux composites en raison du très bon compromis poids/raideur que ces matériaux permettent d’atteindre.More and more aeronautical parts are made of composite materials because of the very good weight/stiffness compromise that these materials make it possible to achieve.

Le choix d’un matériau composite est généralement opéré en fonction des températures d’utilisation prévues. Pour une pièce aéronautique, le choix peut par exemple porter sur l’utilisation d’un Composite à Matrice Organique (CMO), d’un Composite à Matrice Métallique (CMM) ou d’un Composite à Matrice Céramique (CMC).The choice of a composite material is generally made according to the expected operating temperatures. For an aeronautical part, the choice may for example relate to the use of an Organic Matrix Composite (OMC), a Metal Matrix Composite (CMM) or a Ceramic Matrix Composite (CMC).

Toutefois, une problématique peut survenir lorsque la pièce doit être adaptée à un champ de contraintes ou de températures qui est susceptible de varier spatialement et/ou temporellement, de manière significative, lors de l’utilisation de la pièce.However, a problem can arise when the part must be adapted to a field of stresses or temperatures which is likely to vary spatially and/or temporally, in a significant way, during the use of the part.

Pour tenir compte d’une telle adaptation, la pièce peut être réalisée en plusieurs parties qui sont adaptées chacune à un champ de contraintes/températures spécifique et qui sont ensuite assemblées pour obtenir la pièce finale. Toutefois, l’opération d’assemblage des différentes parties peut s’avérer critique, voire très complexe à mettre en œuvre et d’un coût économique relativement élevé.To take account of such an adaptation, the part can be made in several parts which are each adapted to a specific stress/temperature field and which are then assembled to obtain the final part. However, the operation of assembling the different parts can prove to be critical, even very complex to implement and at a relatively high economic cost.

Au vu de ce qui précède, il serait donc utile de pouvoir réaliser de manière simple une pièce en composite dont certaines zones peuvent être soumises, lors de l’utilisation de la pièce, à des environnements spécifiques, notamment représentés par des champs de contraintes et/ou de températures spécifiques d’une zone à l’autre.In view of the foregoing, it would therefore be useful to be able to produce a composite part in a simple manner, certain zones of which may be subjected, during use of the part, to specific environments, in particular represented by stress fields and /or specific temperatures from one area to another.

L’invention a ainsi pour objet un procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite à partir d’une préforme comprenant des fibres de renfort et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord une première structure composite d’une première de ces zones, puis une deuxième structure composite d’une deuxième zone adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes.The subject of the invention is thus a process for manufacturing a part made of composite material from a preform comprising reinforcing fibers and which comprises several zones, characterized in that the preform comprises at least two adjacent zones which are such that at least certain reinforcing fibers of the preform have a length which extends in said at least two adjacent zones so as to ensure continuity of the reinforcing fibers from one zone to the other, the method comprising the production of a distinct composite structure for each of said at least two adjacent zones of the preform, by first producing a first composite structure of a first of these zones, then a second composite structure of a second zone adjacent to this first zone, and so on for each optional adjacent additional zone, each distinct composite structure being produced, on the one hand, by introducing a composite matrix into a zone of the preform and t, on the other hand, by applying to this zone operating conditions, in particular temperature, specific to the production of the composite structure from the reinforcing fibers of the zone and the composite matrix introduced, the different zones of said at least two adjacent zones of the preform being treated in an order which corresponds to the decreasing order of the temperatures used in the operating conditions applied to the production of the distinct composite structures.

Ce procédé permet de fabriquer des pièces en matériau composite de manière particulièrement simple et efficace dans la mesure où la pièce ainsi fabriquée ne résulte pas de l’assemblage de plusieurs parties qui auraient été préalablement fabriquées de manière séparée. Le procédé décrit ci-dessus permet de traiter séparément (spatialement et temporellement) des zones adjacentes ou contigües (deux par deux) d’une même préforme dans la mesure où ces zones adjacentes ont en commun des fibres de renfort de la préforme qui s’étendent physiquement dans chacune de ces zones et relient une zone à l’autre. Ces fibres de renfort assurent ainsi une continuité spatiale/géométrique entre les zones traitées à l’intérieur desquelles elles s’étendent, de telle manière que la préforme est formée d’un seul tenant et non en plusieurs parties. Chacune de ces zones peut ainsi subir un traitement qui lui est propre (spécifique) afin d’y réaliser une structure en matériau composite spécifique, distincte d’une zone à l’autre. Le traitement spécifique est un traitement ou une méthode de traitement (type de matrice composite utilisée, conditions opératoires, notamment de température, de pression, propres à la réalisation d’un composite donné) qui vise à réaliser une structure composite dans une zone dite zone d’application, alors que la zone adjacente à cette zone d’application, au sens défini précédemment (c’est-à-dire la zone qui est liée spatialement à la zone d’application par l’intermédiaire de fibres de renfort) n’est pas traitée pendant ce temps (elle peut avoir déjà été traitée ou sera traitée après). La zone adjacente est par exemple protégée ou isolée de la zone d’application (zone en cours de traitement). Ce procédé permet ainsi de réaliser une pièce en matériau composite qui présente des structures composites distinctes correspondant à des zones ou portions géométriques distinctes de la pièce qui répondent à des contraintes d’utilisation, d’environnement ou d’interface variant d’une zone à l’autre (ces différentes contraintes empêchent de réaliser la pièce dans un seul et même matériau composite qui ne pourrait en effet pas répondre simultanément à un tel cahier des charges).This process makes it possible to manufacture parts in composite material in a particularly simple and efficient way insofar as the part thus manufactured does not result from the assembly of several parts which would have been previously manufactured separately. The method described above makes it possible to treat separately (spatially and temporally) adjacent or contiguous zones (two by two) of the same preform insofar as these adjacent zones have in common reinforcing fibers of the preform which are physically extend into each of these areas and connect one area to another. These reinforcing fibers thus ensure spatial/geometric continuity between the treated areas within which they extend, in such a way that the preform is formed in one piece and not in several parts. Each of these areas can thus undergo its own (specific) treatment in order to produce a structure in specific composite material, distinct from one area to another. The specific treatment is a treatment or a method of treatment (type of composite matrix used, operating conditions, in particular temperature, pressure, specific to the production of a given composite) which aims to produce a composite structure in a zone called the zone application area, whereas the area adjacent to this application area, in the sense defined above (i.e. the area which is spatially linked to the application area by means of reinforcing fibers) n is not processed during this time (it may have already been processed or will be processed later). The adjacent area is for example protected or isolated from the application area (area being treated). This method thus makes it possible to produce a part in composite material which has distinct composite structures corresponding to distinct geometric zones or portions of the part which respond to usage, environmental or interface constraints varying from one zone to the other (these different constraints prevent the part from being produced in one and the same composite material which could not in fact simultaneously meet such specifications).

Selon d’autres caractéristiques possibles :
-la préforme comporte deux zones distinctes adjacentes, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique ;
-la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique;
-chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones ;
-les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine;
-la préforme est formée d’un seul tenant.According to other possible characteristics:
the preform comprises two distinct adjacent zones, the matrix introduced into each zone being different from one zone to another and chosen from among an organic matrix, a metal matrix, a ceramic matrix;
the preform comprises three distinct zones adjacent two by two, the matrix introduced into each zone being different from one zone to another and chosen from among an organic matrix, a metal matrix, a ceramic matrix;
-each of the three distinct zones is adjacent to the other two zones;
- the reinforcing fibers comprise carbon fibers, silicon carbide fibers, glass fibers, boron fibers, alumina fibers;
- the preform is formed in one piece.

L’invention a également pour objet une pièce en matériau composite qui comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé brièvement exposé ci-dessus et qui sont intimement liées l’une à l’autre par les fibres de renfort communes.The invention also relates to a part made of composite material which comprises several distinct composite structures produced by the method briefly described above and which are intimately linked to one another by the common reinforcing fibers.

Selon d’autres caractéristiques possibles :
-les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre;
-la pièce en matériau composite est une aube de rotor de turbomachine (aube de soufflante);
-l’aube de rotor comprend, d’une part, un pied d’aube formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et, d’autre part, une pale formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO);
-la pièce est une hélice de turbopropulseur.According to other possible characteristics:
the distinct composite structures are each intended to be subjected to a field of mechanical stresses and/or temperatures distinct from one zone to another;
the composite material part is a turbomachine rotor blade (fan blade);
-the rotor blade comprises, on the one hand, a blade root forming a composite structure made from a metal matrix (CMM) and, on the other hand, a blade forming a composite structure made from an organic matrix (CMO);
- the part is a turboprop propeller.

L’invention a également pour objet un rotor (soufflante) de turbomachine comprenant une pluralité de pièces en matériau composite (aubes de rotor) telles que brièvement exposées ci-dessus.The invention also relates to a turbomachine rotor (fan) comprising a plurality of parts made of composite material (rotor blades) as briefly described above.

L’invention a aussi pour objet une turbomachine comprenant un rotor de turbomachine tel que brièvement exposé ci-dessus.The invention also relates to a turbomachine comprising a turbomachine rotor as briefly described above.

D'autres caractéristiques et avantages de l'objet du présent exposé ressortiront de la description suivante de modes de réalisation, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux figures annexées.Other characteristics and advantages of the object of this presentation will emerge from the following description of embodiments, given by way of non-limiting examples, with reference to the appended figures.

La est une représentation schématique d’une première étape de réalisation d’une préforme d’aube de soufflante selon un mode de réalisation d’un procédé selon l’invention; There is a schematic representation of a first step in the production of a fan blade preform according to one embodiment of a method according to the invention;

La illustre une étape suivante de placement de la préforme de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé ; There illustrates a next step of placing the preform of the in a mold according to the embodiment of the method;

La illustre une étape suivante du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle une matrice composite métallique est introduite dans le moule de la ; There illustrates a next step of the embodiment of the method during which a metal composite matrix is introduced into the mold of the ;

La illustre une étape de réalisation d’une première structure composite métallique selon le mode de réalisation du procédé ; There illustrates a step for producing a first metal composite structure according to the embodiment of the method;

La illustre une étape ultérieure du mode de réalisation du procédé au cours de laquelle la structure composite subit un traitement mécanique de finition ; There illustrates a subsequent step of the embodiment of the method during which the composite structure undergoes a mechanical finishing treatment;

La illustre une étape suivante de placement de la préforme partiellement traitée de la dans un moule selon le mode de réalisation du procédé; There illustrates a next step of placing the partially processed preform of the in a mold according to the method embodiment;

La est une vue schématique illustrant l’introduction d’une matrice composite organique dans le moule de la ; There is a schematic view illustrating the introduction of an organic composite matrix into the mold of the ;

La illustre la réalisation de la deuxième structure composite organique selon le mode de réception du procédé afin d’obtenir la pièce composite finale ; There illustrates the production of the second organic composite structure according to the reception mode of the process in order to obtain the final composite part;

La est une représentation schématique d’une turbomachine intégrant une soufflante dont les aubes ont été fabriquées selon le mode de réalisation du procédé dont les étapes sont illustrées aux figures précédentes ;
La illustre l’une des aubes de la . There is a schematic representation of a turbomachine incorporating a fan whose blades have been manufactured according to the embodiment of the method whose steps are illustrated in the preceding figures;
There illustrates one of the dawns of the .

Claims (13)

Procédé de fabrication d’une pièce en matériau composite (10’) à partir d’une préforme (10) comprenant des fibres de renfort (f1, f2) et qui comporte plusieurs zones, caractérisé en ce que la préforme comporte au moins deux zones adjacentes (10a, 10b) qui sont telles qu’au moins certaines fibres de renfort (f1) de la préforme ont une longueur qui s’étend dans lesdites au moins deux zones adjacentes de manière à assurer une continuité des fibres de renfort d’une zone à l’autre, le procédé comprenant la réalisation d’une structure composite distincte pour chacune desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme, en réalisant d’abord une première structure composite (10a’) d’une première (10a) de ces zones, puis une deuxième structure composite (10b’) d’une deuxième zone (10b) adjacente à cette première zone, et ainsi de suite pour chaque zone additionnelle adjacente éventuelle, chaque structure composite distincte étant réalisée, d’une part, en introduisant une matrice composite dans une zone de la préforme et, d’autre part, en appliquant à cette zone des conditions opératoires, notamment de température, propres à la réalisation de la structure composite à partir des fibres de renfort de la zone et de la matrice composite introduite, les différentes zones desdites au moins deux zones adjacentes de la préforme étant traitées dans un ordre qui correspond à l’ordre décroissant des températures utilisées dans les conditions opératoires appliquées à la réalisation des structures composites distinctes.Method of manufacturing a composite material part (10') from a preform (10) comprising reinforcing fibers (f1, f2) and which comprises several zones, characterized in that the preform comprises at least two adjacent zones (10a, 10b) which are such that at least certain reinforcing fibers (f1) of the preform have a length which extends in said at least two adjacent zones so as to ensure continuity of the reinforcing fibers of a zone to another, the method comprising the production of a separate composite structure for each of said at least two adjacent zones of the preform, by first producing a first composite structure (10a') of a first (10a) of these zones, then a second composite structure (10b') of a second zone (10b) adjacent to this first zone, and so on for each additional adjacent zone, if any, each distinct composite structure being produced, on the one hand, in introducing a composite matrix da ns a zone of the preform and, on the other hand, by applying to this zone operating conditions, in particular temperature, specific to the production of the composite structure from the reinforcing fibers of the zone and the composite matrix introduced, the different zones of said at least two adjacent zones of the preform being treated in an order which corresponds to the decreasing order of the temperatures used in the operating conditions applied to the production of the distinct composite structures. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la préforme (10) comporte deux zones distinctes adjacentes (10a, 10b), la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique.Manufacturing process according to Claim 1, characterized in that the preform (10) comprises two distinct adjacent zones (10a, 10b), the matrix introduced into each zone being different from one zone to another and chosen from an organic matrix , a metal matrix, a ceramic matrix. Procédé de fabrication selon la revendication 1, caractérisé en ce que la préforme comporte trois zones distinctes adjacentes deux à deux, la matrice introduite dans chaque zone étant différente d’une zone à l’autre et choisie parmi une matrice organique, une matrice métallique, une matrice céramique.Manufacturing process according to Claim 1, characterized in that the preform comprises three distinct zones adjacent two by two, the matrix introduced into each zone being different from one zone to another and chosen from among an organic matrix, a metallic matrix, a ceramic matrix. Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que chacune des trois zones distinctes est adjacente aux deux autres zones.Manufacturing process according to Claim 3, characterized in that each of the three distinct zones is adjacent to the other two zones. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les fibres de renfort comprennent des fibres de carbone, des fibres de carbure de silicium, des fibres de verre, des fibres de bore, des fibres d’alumine.Manufacturing process according to one of the preceding claims, characterized in that the reinforcing fibers comprise carbon fibers, silicon carbide fibers, glass fibers, boron fibers, alumina fibers. Procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la préforme est formée d’un seul tenant.Manufacturing process according to one of the preceding claims, characterized in that the preform is formed in one piece. Pièce en matériau composite, caractérisée en ce qu’elle comprend plusieurs structures composites distinctes réalisées par le procédé selon l’une des revendications précédentes.Part made of composite material, characterized in that it comprises several distinct composite structures produced by the process according to one of the preceding claims. Pièce en matériau composite selon la revendication 7, caractérisée en ce que les structures composites distinctes sont destinées à être soumises chacune à un champ de contraintes mécaniques et/ou de températures distinct d’une zone à l’autre.Part made of composite material according to Claim 7, characterized in that the distinct composite structures are each intended to be subjected to a field of mechanical stresses and/or temperatures distinct from one zone to another. Pièce en matériau composite selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que la pièce est une aube de rotor de turbomachine.Composite material part according to Claim 7 or 8, characterized in that the part is a turbomachine rotor blade. Pièce en matériau composite selon la revendication 9, caractérisée en ce que l’aube de rotor comprend, d’une part, un pied d’aube formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice métallique (CMM) et, d’autre part, une pale formant une structure composite réalisée à partir d’une matrice organique (CMO).Composite material part according to Claim 9, characterized in that the rotor blade comprises, on the one hand, a blade root forming a composite structure made from a metal matrix (CMM) and, on the other hand, a blade forming a composite structure made from an organic matrix (CMO). Pièce en matériau composite selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que la pièce est une hélice de turbopropulseur.Composite material part according to Claim 7 or 8, characterized in that the part is a turboprop propeller. Rotor de turbomachine, caractérisé en ce qu’il comprend une pluralité de pièces en matériau composite selon la revendication 9 ou 10.Turbomachine rotor, characterized in that it comprises a plurality of parts made of composite material according to claim 9 or 10. Turbomachine comprenant un rotor de turbomachine selon la revendication 12.A turbomachine comprising a turbomachine rotor according to claim 12.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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EP2340160A1 (en) * 2008-10-08 2011-07-06 Vestas Wind Systems A/S A method of manufacturing a polymer composite member by use of two or more resins
JP2019098591A (en) * 2017-11-30 2019-06-24 本田技研工業株式会社 Manufacturing apparatus and manufacturing method of resin material
EP3578760A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-11 Safran Aircraft Engines A composite material fan blade integrating large clearance

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2340160A1 (en) * 2008-10-08 2011-07-06 Vestas Wind Systems A/S A method of manufacturing a polymer composite member by use of two or more resins
JP2019098591A (en) * 2017-11-30 2019-06-24 本田技研工業株式会社 Manufacturing apparatus and manufacturing method of resin material
EP3578760A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-11 Safran Aircraft Engines A composite material fan blade integrating large clearance

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