FR3127432A1 - Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite - Google Patents

Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite Download PDF

Info

Publication number
FR3127432A1
FR3127432A1 FR2110073A FR2110073A FR3127432A1 FR 3127432 A1 FR3127432 A1 FR 3127432A1 FR 2110073 A FR2110073 A FR 2110073A FR 2110073 A FR2110073 A FR 2110073A FR 3127432 A1 FR3127432 A1 FR 3127432A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
heating
preform
fibers
ply
temperature
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.)
Pending
Application number
FR2110073A
Other languages
English (en)
Inventor
Pierre François Robin GERAUD-GROSHENY
Maximilien Eddie FARRANDS
Franck MAZE
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 SA
Original Assignee
Safran SA
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 SA filed Critical Safran SA
Priority to FR2110073A priority Critical patent/FR3127432A1/fr
Publication of FR3127432A1 publication Critical patent/FR3127432A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/12—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of short length, e.g. in the form of a mat
    • 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
    • B29C35/00—Heating, cooling or curing, e.g. crosslinking or vulcanising; Apparatus therefor
    • B29C35/02—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould
    • B29C35/08—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould by wave energy or particle radiation
    • B29C35/0805—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould by wave energy or particle radiation using electromagnetic radiation
    • B29C2035/0822—Heating or curing, e.g. crosslinking or vulcanizing during moulding, e.g. in a mould by wave energy or particle radiation using electromagnetic radiation using IR radiation
    • 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
    • B29C2793/00—Shaping techniques involving a cutting or machining operation
    • B29C2793/0081—Shaping techniques involving a cutting or machining operation before shaping
    • 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
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B29C70/228—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure the structure being stacked in parallel layers with fibres of adjacent layers crossing at substantial angles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/34—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core and shaping or impregnating by compression, i.e. combined with compressing after the lay-up operation
    • 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
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/541—Positioning reinforcements in a mould, e.g. using clamping means for the reinforcement
    • 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
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
    • B64C2027/4736—Rotor blades substantially made from particular materials from composite materials
    • 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
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/44—Resins
    • 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
    • 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
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/701—Heat treatment

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce (10) aéronautique en matériau composite, telle qu’une aube de turbomachine d’aéronef (10), caractérisé en ce qu’il comprend les étapes de : a) préparation d’au moins une nappe de fibres (2), la ou chaque nappe (2) étant obtenue par découpe d’un tissu de fibres pour former des coupons (1) de formes et dimensions prédéterminées, par disposition aléatoire et dans un même plan de ces coupons (1), puis par compression des coupons (1) ainsi disposées, les fibres étant imprégnées d’une résine thermodurcissable, b) chauffage et mise en forme de la ou chaque nappe (2), c) préparation d’une préforme de la pièce (10) au moyen de la ou chaque nappe de fibres (2), et d) compression et chauffage de la préforme dans un moule (6) en vue de la polymérisation de la résine et l’obtention de la pièce (10). Figure pour l'abrégé : Figure 7

Description

PROCÉDÉ DE FABRICATION D’UNE PIÈCE AÉRONAUTIQUE EN MATÉRIAU COMPOSITE
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite, telle qu’une aube de turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’utilisation de matériaux composites est particulièrement avantageuse dans l’industrie aéronautique car ces matériaux sont relativement légers et ont de bonnes propriétés mécaniques.
Un matériau composite classiquement utilisé pour l’aéronautique comprend une préforme fibreuse noyée dans une résine polymérique thermodurcissable. La préforme peut être issue d’un tissage en trois dimensions ou peut être obtenue par drapage et superposition de plusieurs nappes ou tissus de géométrie plane.
La résine peut être injectée dans la préforme ou bien la préforme peut être préalablement imprégnée avec la résine.
Dans le cas où la préforme est déjà imprégnée avec la résine, la préforme est ensuite disposée dans la cavité d’un moule de thermocompression qui peut être recouverte avec une bâche souple ou un contre-moule. La préforme subit alors une chauffe et une compression suffisante pour que la résine thermodurcissable atteigne ses propriétés finales.
Lorsque la géométrie de la pièce finale est compliquée, le moule de thermocompression a une forme compliquée et il est alors difficile de positionner une préforme de géométrie plane dans le moule.
En outre, la nappe formant la préforme peut atteindre une épaisseur allant jusqu’à 2,5mm et présenter une distribution des fibres dans toutes les directions, ce qui rend la nappe et donc la préforme difficile à mettre en forme avant de la placer dans le moule de thermocompression, notamment si ce dernier possède une géométrie complexe. De plus, même si une mise en forme de la nappe est possible, l’état cru de la nappe à ce stade du procédé de fabrication confère à la matière une caractéristique élastique entraînant un retour progressif à sa forme plane initiale empêchant ainsi un positionnement correct dans le moule de thermocompression.
En outre, il est parfois nécessaire d’empiler plusieurs nappes pour concevoir la préforme rendant l’objectif de préformage d’autant plus difficile à atteindre que le nombre de nappe est élevé.
Pour ces raisons, lorsqu’une nappe ou plusieurs nappes doivent être mises en forme suivant une géométrie complexe, avec des rayons et des angles devant être localisés précisément, il est impossible d’atteindre et/ou de maintenir la géométrie souhaitée avant son insertion dans le moule de thermocompression. Par conséquent, il est parfois impossible d’insérer la ou les nappes formant la préforme dans le moule de thermocompression de la pièce à fabriquer, avec la bonne géométrie et par extension de la positionner correctement dans le moule. Cela entraine notamment un nombre de non-conformités important.
La présente invention a notamment pour but de résoudre tout ou partie des problèmes précités.
L’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite, telle qu’une aube de turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes de :
a) préparation d’au moins une nappe de fibres, la ou chaque nappe étant obtenue par découpe d’un tissu de fibres pour former des coupons de formes et dimensions prédéterminées, par disposition aléatoire et dans un même plan de ces coupons, puis par compression des coupons ainsi disposées, les fibres étant imprégnées d’une résine thermodurcissable,
b) chauffage et mise en forme de la ou chaque nappe,
c) préparation d’une préforme de la pièce au moyen de la ou chaque nappe de fibres, et
d) compression et chauffage de la préforme dans un moule en vue de la polymérisation de la résine et l’obtention de la pièce
L’étape b) permet de chauffer la nappe à une température qui amène la matière dans un état quasi-cru, ce qui la rend malléable. Sa déformation et donc sa mise en forme sont donc facilitées, y compris pour des géométries complexes. En outre, la matière à l’état quasi cru présente des propriétés de retour élastique limitées. Il est alors possible de préparer une préforme de la pièce au moyen de la nappe chauffée puis mise en forme selon une géométrie proche de la géométrie finale de la pièce avec pas ou peu de risque de retour élastique. L’invention permet également de conserver des propriétés chimiques, en termes de viscosité et d’avancement de la nappe en matière quasi-cru, proches de celles de la matière crue pour conserver une compatibilité de cycle lorsque la fabrication d’une pièce nécessite d’insérer dans un même moule de thermocompression de la matière crue et de la matière quasi-crue.
Les avantages obtenus par cette invention sont en outre d’ordre économique. En effet, l’invention permet de répéter l’opération de préformage, sans déviation d’ordre humain lors de la réalisation de cette étape, faisant chuter le nombre de non-conformités potentielles et une amélioration de la qualité des pièces fabriquées.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des étapes ou caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :
  • le chauffage de la ou chaque nappe à l’étape b) est réalisé à une température T1 qui est inférieure à la température T2 de chauffage de la préforme à l’étape d) ;
  • la température T1 est choisie de façon à ce que la résine atteigne un taux de polymérisation inférieur ou égale à 10%, et de préférence inférieur ou égal à 5% ;
  • la température T1 est comprise entre 40 et 180°C ;
  • la température T1 est maintenue pendant une durée comprise entre 1 et 15 minutes ;
  • l’étape b) est réalisée en deux sous étapes successives, une première sous-étape de préchauffage de la ou chaque nappe dans une enceinte, et une seconde sous-étape de préformage de la ou chaque nappe chaude dans un moule de préformage ;
  • le chauffage dans l’enceinte est réalisé par convection, rayonnement ou conduction ;
  • l’étape c) comprend la superposition de plusieurs nappes ;
  • l’étape d) est réalisée par compression et chauffage simultanés de la préforme dans un moule de thermocompression ;
  • la ou chaque nappe préparée à l’étape a) a une épaisseur comprise entre 1 et 4mm, et de préférence entre 2 et 3mm.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
la est une vue schématique en perspective d’un coupon utilisé pour la fabrication d’une nappe ;
la est une vue schématique en perspective d’une nappe se présentant sous la forme d’un rouleau et formée par des coupons du type de celui de la ;
les figures 3a et 3b sont des vues de profil (3a) et de haut (3b) présentant la nappe dans une enceinte de chauffe ;
les figures 4a et 4b sont des vues de profil (4a) et de haut (4b) présentant la mise en forme d’une nappe de fibres insérée dans un outil de préformage.
les figures 5a et 5b sont des vues de profil (5a) et de haut (5b) présentant la nappe mise en forme ;
la est une vue schématique en coupe d’un moule de fabrication d’une pièce d’aéronautique qui comprime et chauffe une préforme formée d’une ou plusieurs nappes ;
la est une vue schématique en perspective d’une aube composite fabriquée selon l’invention ;
la est une vue très schématique en coupe transversale d’une aube composite fabriquée selon l’invention ; et
les figures 9a à 9c sont des vues similaires à celle de la et représentent des variantes de réalisation de l’invention.

Claims (10)

  1. Procédé de fabrication d’une pièce (10) aéronautique en matériau composite, telle qu’une aube (10) de turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend les étapes de :
    a) préparation d’au moins une nappe de fibres (2), la ou chaque nappe (2) étant obtenue par découpe d’un tissu de fibres pour former des coupons (1) de formes et dimensions prédéterminées, par disposition aléatoire et dans un même plan de ces coupons (1), puis par compression des coupons (1) ainsi disposées, les fibres étant imprégnées d’une résine thermodurcissable,
    b) chauffage et mise en forme de la ou chaque nappe (2),
    c) préparation d’une préforme (9) de la pièce au moyen de la ou chaque nappe de fibres (2), et
    d) compression et chauffage de la préforme (9) dans un moule (6) en vue de la polymérisation de la résine et l’obtention de la pièce (10).
  2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le chauffage de la ou chaque nappe (2) à l’étape b) est réalisé à une température T1 qui est inférieure à la température T2 de chauffage de la préforme (9) à l’étape d).
  3. Procédé selon la revendication 2, dans lequel la température T1 est choisie de façon à ce que la résine atteigne un taux de polymérisation inférieur ou égale à 10%, et de préférence inférieur ou égal à 5%.
  4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, dans lequel la température T1 est comprise entre 40 et 180°C.
  5. Procédé selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel la température T1 est maintenue pendant une durée comprise entre 1 et 15 minutes.
  6. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’étape b) est réalisée en deux sous étapes successives, une première sous-étape de préchauffage de la ou chaque nappe (2) dans une enceinte (3), et une seconde sous-étape de préformage de la ou chaque nappe (2) chaude dans un moule de préformage (4).
  7. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le chauffage dans l’enceinte (3) est réalisé par convection, rayonnement ou conduction.
  8. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’étape c) comprend la superposition de plusieurs nappes (2).
  9. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’étape d) est réalisée par compression et chauffage simultanés de la préforme (9) dans un moule de thermocompression (6).
  10. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la ou chaque nappe (2) préparée à l’étape a) a une épaisseur comprise entre 1 et 4mm, et de préférence entre 2 et 3mm.
FR2110073A 2021-09-24 2021-09-24 Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite Pending FR3127432A1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2110073A FR3127432A1 (fr) 2021-09-24 2021-09-24 Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2110073 2021-09-24
FR2110073A FR3127432A1 (fr) 2021-09-24 2021-09-24 Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3127432A1 true FR3127432A1 (fr) 2023-03-31

Family

ID=78212333

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2110073A Pending FR3127432A1 (fr) 2021-09-24 2021-09-24 Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3127432A1 (fr)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE60105338T2 (de) * 2000-03-16 2005-09-22 Hexcel Composites Zwischen-Verbundstoff, dessen Herstellungsverfahren und dessen Verwendung als Formmaterial
US20160245175A1 (en) * 2013-10-15 2016-08-25 United Technologies Corporation Compression molded fiber reinforced fan case ice panel
DE102015014752A1 (de) * 2015-11-13 2017-05-18 Audi Ag Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundwerkstoff-Bauteils und Faserverbundwerkstoff-Bauteil
US20180355134A1 (en) * 2017-06-07 2018-12-13 Dow Global Technologies Llc Molding compound having randomly oriented filaments and methods for making and using same
US20200130292A1 (en) * 2017-06-30 2020-04-30 Safran Composite material comprising pre-impregnated woven fibers

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE60105338T2 (de) * 2000-03-16 2005-09-22 Hexcel Composites Zwischen-Verbundstoff, dessen Herstellungsverfahren und dessen Verwendung als Formmaterial
US20160245175A1 (en) * 2013-10-15 2016-08-25 United Technologies Corporation Compression molded fiber reinforced fan case ice panel
DE102015014752A1 (de) * 2015-11-13 2017-05-18 Audi Ag Verfahren zum Herstellen eines Faserverbundwerkstoff-Bauteils und Faserverbundwerkstoff-Bauteil
US20180355134A1 (en) * 2017-06-07 2018-12-13 Dow Global Technologies Llc Molding compound having randomly oriented filaments and methods for making and using same
US20200130292A1 (en) * 2017-06-30 2020-04-30 Safran Composite material comprising pre-impregnated woven fibers

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1924426B1 (fr) Procede de fabrication d une piece composite rtm et bielle composite obtenue selon ce procede
EP2252453B1 (fr) Procédé et dispositif pour réaliser un perçage dans un matériau composite thermoplastique
CA2930813A1 (fr) Procede d'impregnation d'une preforme fibreuse et dispositif pour la mise en oeuvre de ce procede
FR2956057A1 (fr) Decoupe de preformes avant injection rtm par jet d'eau et cryogenisation
FR3059268A1 (fr) Procede de fabrication d'un element profile en materiau composite avec fixation d'un renfort metallique par rivetage.
FR2999970A1 (fr) Procede de realisation d'une preforme textile a fibres continues par circulation d'un flux de gaz chaud a travers un ensemble fibreux
FR3015339A1 (fr) Preformage de semi-produit plastique assiste de membranes
EP3354438B1 (fr) Procédé de production d'une pièce
EP2817133B1 (fr) Procede de production d'outillage de moulage par transfert de resine
FR3127432A1 (fr) Procédé de fabrication d’une pièce aéronautique en matériau composite
EP3331657B1 (fr) Procede de fabrication d'une piece en materiau composite
FR2970898A1 (fr) Piece en materiau composite comportant des elements de bossage
EP2209607B1 (fr) Procede de realisation par emboutissage d'une piece de structure comprenant une matrice en resine thermodurcissable
EP0364360B1 (fr) Procédé de fabrication de pièces composites constituées d'un voile et d'un renfort
FR2989020A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece epaisse de turbomachine en materiau composite par injection de resine sous pression
EP1872932A1 (fr) Ensemble fibreaux pour piece composite, piece composite et procede de fabrication d'une telle piece composite
EP3079886B1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite thermoplastique
FR2993492A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece composite en t par moulage par transfert de resine
FR2750640A1 (fr) Procede de fabrication d'un produit en matiere plastique renforcee de fibres
EP3521001A1 (fr) Pièce préimprégnée comprenant une couche principale et une couche de renfort
FR3137324A1 (fr) Assemblage d’une pièce métallique et d’une pièce en matériau composite
FR3116863A1 (fr) Procede de fabrication d’une aube composite de turbomachine d’aeronef
WO2023275458A1 (fr) Mise en forme reproductible d'une ebauche fibreuse
EP4248066A1 (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: 20230331

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3