JP5087255B2 - Composite blade manufacturing method for turbomachine and blade obtained by this method - Google Patents

Composite blade manufacturing method for turbomachine and blade obtained by this method Download PDF

Info

Publication number
JP5087255B2
JP5087255B2 JP2006284623A JP2006284623A JP5087255B2 JP 5087255 B2 JP5087255 B2 JP 5087255B2 JP 2006284623 A JP2006284623 A JP 2006284623A JP 2006284623 A JP2006284623 A JP 2006284623A JP 5087255 B2 JP5087255 B2 JP 5087255B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
preform
blade
fiber
warp
deformed
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.)
Active
Application number
JP2006284623A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2007112132A (ja
Inventor
ドミニク・クーペ
ブルーノ・ダンブリン
ステフアン・ルベク
ジヤン−ノエル・マイユ
Original Assignee
スネクマ
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
Priority to FR0510752A priority Critical patent/FR2892339B1/fr
Priority to FR0510752 priority
Application filed by スネクマ filed Critical スネクマ
Publication of JP2007112132A publication Critical patent/JP2007112132A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5087255B2 publication Critical patent/JP5087255B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29BPREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00Making preforms
    • B29B11/14Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/24Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least three directions forming a three dimensional structure
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/40Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46Shaping 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
    • B29C70/48Shaping 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
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/543Fixing the position or configuration of fibrous reinforcements before or during moulding
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324Blades
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/541Positioning reinforcements in a mould, e.g. using clamping means for the reinforcement
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29CSHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28Shaping operations therefor
    • B29C70/54Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/545Perforating, cutting or machining during or after moulding
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29LINDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00Other particular articles
    • B29L2031/08Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/20Rotors
    • F05D2240/30Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303Characteristics 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

Description

本発明は、ターボ機械の複合材料製ブレードの製造方法、およびこの方法によって得られるブレードに関する。   The present invention relates to a method for manufacturing a composite blade of a turbomachine and a blade obtained by this method.

このブレードは、三次元に織成された繊維または糸からなるプレフォーム(preform)を、プレフォームの糸の互いの配置を維持するバインダとともに含んでいる形式の複合材料製ブレードであり、このプレフォームは、縦糸および横糸で作られており、縦糸の方向がプレフォームの長手方向を構成している。   The blade is a composite blade of the type that includes a preform composed of three-dimensionally woven fibers or yarns, together with a binder that maintains the mutual placement of the yarns of the preform. The foam is made of warp and weft, and the direction of the warp constitutes the longitudinal direction of the preform.

特に、本発明は、ターボ機械、特にターボジェットのファンブレードに関する。しかしながら、本発明の文脈において、動作において達する温度がこの種のブレードの熱機械的強度に比肩しうる低圧コンプレッサのブレードを製作することも考えられる。   In particular, the invention relates to turbomachines, in particular turbojet fan blades. However, in the context of the present invention, it is also conceivable to produce low-pressure compressor blades whose temperature reached in operation can be compared to the thermomechanical strength of this type of blade.

通常は、複合材料製のファンブレード、特にカーボン繊維で作られるファンブレードは、あらかじめ含浸を行なった単方向性の層の積層から製作され、すなわちこれらの層が、一連の層が異なる向きを有するように金型内に配置され、次いでこの積層が圧密され、オートクレーブにおいて重合が行なわれる。この技法は、きわめて難しく、層の積層作業を手作業で実行する必要があり、これには時間がかかり高価につく。   Usually, fan blades made of composite material, in particular fan blades made of carbon fibre, are made from a stack of pre-impregnated unidirectional layers, i.e. these layers have different orientations in a series of layers. The stack is then consolidated and the polymerization is carried out in an autoclave. This technique is extremely difficult and requires layering operations to be performed manually, which is time consuming and expensive.

また、乾燥繊維を使用して織成されたプレフォームを用意し、次いでそれらを縫合によって一体に組み合わせ、その後に閉じた金型へと樹脂を注入することによって含浸を行なうことも、提案されている。或る代案は、織成によるただ1つのプレフォームを製作し、1つ以上の中実のインサートとともに取り付けて、その後に注入を行なうことからなる。しかしながら、これらの解決策(米国特許第5,672,417号明細書および第5,013,216号明細書)は、複数の部品を一体に組み立てる必要があり、例えば層間剥離などに起因して弱点領域となりうる組み立て領域を生じるという欠点を抱えており、この欠点は、機械的強度、特に衝撃に耐える能力という点で、きわめて有害である。   It has also been suggested to prepare preforms woven using dry fibers, then combine them together by stitching, and then impregnate by injecting resin into a closed mold. Yes. One alternative consists of making only one preform by weaving, attaching it with one or more solid inserts, and then injecting. However, these solutions (US Pat. Nos. 5,672,417 and 5,013,216) require a plurality of parts to be assembled together, for example due to delamination It has the disadvantage of creating an assembly area that can be a weak area, which is extremely detrimental in terms of mechanical strength, especially its ability to withstand impacts.

これらの欠点を克服するために、仏国特許第2861143号明細書は、繊維または糸を三次元に織成してなるプレフォームであって、注入後(および場合によっては切断後)においてそれ自身が、インサートまたは他の接合部材の使用に頼ることなくターボ機械のブレードの各部位のすべてを構成する最終部品を形成するために充分であるプレフォームを製作することを、提案している。   In order to overcome these drawbacks, French Patent No. 2861143 is a preform formed by weaving fibers or yarns in three dimensions, itself after injection (and possibly after cutting), It has been proposed to produce a preform that is sufficient to form the final parts that make up all of the parts of a turbomachine blade without resorting to the use of inserts or other joining members.

しかしながら、そのような状況において、重合済みのプレフォームの起源(あらかじめ含浸を行なった積層物、または三次元に織成されたプレフォーム)にかかわらず、注入の終わりにおいて得られた中間部品を金型から取り出した後に、最終部品を得るために実行する必要がある種々の作業が、依然として残されている。   However, in such situations, regardless of the origin of the polymerized preform (pre-impregnated laminate or three-dimensional woven preform), the intermediate part obtained at the end of the injection is gold After removal from the mold, various work still needs to be done to get the final part.

それら種々の作業としては、特に前縁、後縁、および根元の輪郭についての正確な機械加工が挙げられる。これらの領域は、きわめて精密な構造寸法を満足する必要がある。したがって、ブレードの根元の支承面、すなわち根元を収容するディスクの空隙の側面と接触するがために回転の際に高度の応力にさらされる表面について、特に注意が必要とされる。特に、一方の部品がもう一方の部品に繰り返し擦り合う結果として、接触磨耗すなわち「フレッチング」が、これらの接触面の間に生じ、もたらされる摩擦力が、熱を発生することによって素材に損傷を与え、種々の疲労プロセスにつながる。   These various operations include accurate machining, especially for the leading, trailing and root contours. These areas must satisfy very precise structural dimensions. Therefore, particular attention is required for the base bearing surface of the blade, i.e., the surface that is subjected to high stresses during rotation due to contact with the sides of the disc cavity containing the root. In particular, contact wear or “fretting” occurs between these contact surfaces as a result of one part repeatedly rubbing against the other, and the resulting frictional forces damage the material by generating heat. And leads to various fatigue processes.

また、後続の作業の中で、種々の保護用部材が、複合材料製ブレードの熱機械的強度を補強するために配置される。すなわち、金属製の保護具が、例えば前縁の全表面ならびに圧力側および吸い込み側の壁面の外表面の前部を覆って貼り付けられるチタニウム製部品の形態で、前縁に固定される。さらに、圧力側の壁面の外面は、合成材料(例えば、ポリウレタン)で製作が可能であって中間部品へと接着剤によって直接貼り付けられる保護用フィルムを配置することによって、補強される。   Also, in subsequent operations, various protective members are arranged to reinforce the thermomechanical strength of the composite blade. That is, the metal protector is fixed to the front edge, for example, in the form of a titanium part that is attached to cover the entire front surface and the front surface of the pressure-side and suction-side wall surfaces. Furthermore, the outer surface of the pressure-side wall is reinforced by placing a protective film that can be made of a synthetic material (eg polyurethane) and is affixed directly to the intermediate part with an adhesive.

ファンのブレードのそれぞれについて、さらには場合によっては複数の低圧コンプレッサ段のすべてのブレードについて、これらの作業のすべてを実行する必要があるとき、これは、比較的長い製造時間をもたらし、経済的観点から問題である。   When all of these operations need to be performed for each of the blades of the fan, and possibly for all of the blades of multiple low-pressure compressor stages, this results in a relatively long production time and an economic point of view. It is a problem.

さらに、重合済みのプレフォームを機械加工するとき、プレフォームの当初の織成の糸、特に縦糸のいくらかが機械加工によって切断され、当該領域が弱体化する可能性がある。
米国特許第5,672,417号明細書 米国特許第5,013,216号明細書 仏国特許第2861143号明細書
In addition, when machining a polymerized preform, some of the original woven yarn of the preform, particularly the warp, may be cut by machining and the area weakened.
US Pat. No. 5,672,417 US Pat. No. 5,013,216 French Patent No. 2,861,143

本発明の目的は、上述の欠点の克服を可能にする方法を提供することにあり、特にプレフォームを射出成型する工程にて保護用部材を配置できるようにすることで、注入の後、特に引き続く機械加工の後の繊維の完全性をよりよく保存することにある。   The object of the present invention is to provide a method which makes it possible to overcome the above-mentioned drawbacks, in particular after injection, by allowing the protective member to be arranged in the process of injection molding the preform. The goal is to better preserve the integrity of the fiber after subsequent machining.

本発明は、射出成型工程の後に、最終部品の形状により近い形状を呈する部品を得ることを追求している。   The present invention seeks to obtain a part that exhibits a shape closer to that of the final part after the injection molding process.

この目的のため、本発明による方法は、以下の工程、すなわち、
a)ブレードの翼部および根元の両方を含んでいるプレフォームを、視覚的に識別可能なトレーサ糸を含んでいる糸を三次元に織成することによって、上記トレーサ糸をプレフォームの少なくとも表面に位置させつつ製作する工程、
b)上記プレフォームの基準面に沿って位置している一連のトレーサ糸を手付かずに残しつつ上記プレフォームを切り出して、ブレードを構成する各部分の形状および寸法をとるために適した切り出しプレフォームをもたらす工程、
c)上記切り出しプレフォームを予変形させて、予変形済みプレフォームをもたらす工程、
d)上記予変形済みプレフォームを圧密し、硬化させる工程、
e)射出成型用金型を用意し、内部に上記硬化させたプレフォームを配置する工程、
f)上記硬化させた予変形済みプレフォーム全体を含浸して、プレフォームの糸の間の相対的な配置を維持するため、上記射出成型用金型に熱硬化性樹脂を含んでいるバインダを注入する工程、
g)上記射出成型用金型を加熱する工程、および、
h)上記ブレードの形状および寸法を実質的に呈している複合材料製成型済み部品を、上記金型から取り出す工程、
を含むことを特徴としている。
For this purpose, the method according to the invention comprises the following steps:
a) three-dimensionally weaving a preform containing both a blade wing and a root of the blade in a three-dimensional manner containing a visually identifiable tracer yarn, thereby making the tracer yarn at least a surface of the preform The process of manufacturing while being positioned in
b) A cutting preform suitable for cutting out the preform while leaving a series of tracer yarns positioned along the reference plane of the preform without taking it, and taking the shape and dimensions of each part constituting the blade. Providing the process,
c) pre-deforming the cut out preform to yield a pre-deformed preform;
d) consolidating and curing the preformed preform.
e) preparing an injection mold and placing the cured preform inside,
f) a binder containing a thermosetting resin in the injection mold to impregnate the entire cured pre-deformed preform and maintain the relative placement between the yarns of the preform. The step of injecting,
g) heating the injection mold, and
h) taking a composite material molded part substantially exhibiting the shape and dimensions of the blade from the mold;
It is characterized by including.

このやり方で、基準面に沿った一連のトレーサ糸を切断しないことで、すなわち、さらに詳しくは、おおむねプレフォーム(ひいては、最終の部品)の長手方向に沿って延びている縦糸を切断しないことで、結合が改善され、上記基準面の機械的特性も改善される。この表面は、特に、前縁および/または圧力側の壁面および/または根元のすべてまたは一部となるべきプレフォームの領域の表面によって構成されてよい。   In this manner, by not cutting a series of tracer yarns along the reference plane, that is, more particularly, by not cutting the warp yarns extending generally along the length of the preform (and thus the final part). , The coupling is improved and the mechanical properties of the reference surface are also improved. This surface may in particular be constituted by the surface of the region of the preform to be all or part of the leading edge and / or the pressure side wall and / or the root.

さらに、切り出したプレフォームへと予変形を加えることによって、プレフォームの領域がお互いに対して適切に配置および配向されることを保証でき、これは、織成および切り出し工程から得られたプレフォームが、前形成されているにもかかわらず比較的柔軟であるという事実によって容易にされている。変形は、ブレードのさまざまな部位ならびにそれらの特定の位置および向きを考慮して、複数の工程によって実行することができる。その後に、予変形された位置が、織成を容易にすべく糸を覆っており、例えば希薄なエポキシ樹脂である粘着剤と組み合わせることができるオイリング剤の存在ゆえ、圧密工程によって相対的な硬化を可能にする工程d)において固められる。   In addition, by applying pre-deformation to the cut preform, it can be ensured that the areas of the preform are properly positioned and oriented relative to each other, which is the preform obtained from the weaving and cutting process. Is facilitated by the fact that it is relatively flexible despite being preformed. The deformation can be performed in multiple steps, taking into account the various parts of the blade and their specific position and orientation. Thereafter, the pre-deformed position covers the yarn to facilitate weaving and, for example, the presence of an oiling agent that can be combined with a pressure-sensitive adhesive, which is a thin epoxy resin, makes it relatively hardened by the consolidation process. Is solidified in step d).

これは、最大数のトレーサ糸が、樹脂注入成形(RTM)法を使用して実行される注入の際に上手く位置することを保証する。結果として、この部位について機械加工が行なわれず、あるいは機械加工がトレーサ糸と平行に厳格に保たれるため、最大数のトレーサ糸が、その後も害を受けることなく保たれ、トレーサ糸と平行に位置する糸がその延伸に沿ったいかなる位置でも切断されないことを保証している。   This ensures that the maximum number of tracer yarns are well positioned during injection performed using the resin injection molding (RTM) method. As a result, no machining is performed on this part, or the machining is kept strictly parallel to the tracer yarn, so that the maximum number of tracer yarns can be kept intact and then parallel to the tracer yarn. It is guaranteed that the located yarn is not cut at any position along its stretch.

全体として、本発明の方法によれば、注入工程を離れるときに最終の部品の形状および寸法にきわめて近い形状および寸法の種々の部位を呈しているブレード、特にファンのブレードを、製造することが可能である。   Overall, according to the method of the present invention, it is possible to produce blades, particularly fan blades, that exhibit various parts of shapes and dimensions that are very close to the shape and dimensions of the final part when leaving the injection process. Is possible.

本発明の他の利点および特徴は、添付の図面を参照しつつ、例示としてなされる以下の詳細な説明を理解することで、明らかになる。   Other advantages and features of the present invention will become apparent upon understanding the following detailed description, given by way of example, with reference to the accompanying drawings.

本発明による方法は、例えば仏国特許第2861143号明細書に従って実行される三次元の織成からもたらされる種類のプレフォームから出発して、実行される。すなわち、この方法の第1の工程a)は、縦糸と横糸とを有しているそのような三次元のプレフォームを織成によって製作することからなる。これら2つの糸のグループの中に、視覚的に他のものと区別できるトレーサ糸が設けられ、プレフォームの少なくとも表面に規則的に配置される。   The method according to the invention is carried out starting from a preform of the kind resulting from a three-dimensional weaving carried out, for example, according to French Patent 2,861,143. That is, the first step a) of the method consists in producing such a three-dimensional preform by weaving having warp and weft yarns. Within these two yarn groups, tracer yarns are provided that are visually distinguishable from others and are regularly arranged on at least the surface of the preform.

好都合なことに、上記のプレフォームは、縦糸および横糸で作られ、縦糸の方向がプレフォームの長手方向を構成しており、ブレードの翼部を形成すべく第1の織り方を使用して製作された第1の部位と、ブレードの根元を形成すべく第2の織り方を使用して製作された第2の部位とを有しており、これら第1および第2の部位が、上記第1の織り方が上記第2の織り方となるよう徐々に変化することで少なくとも第1の部位と第2の部位との間のブレードの厚さの減少を得る移行領域によって一体化されている。   Conveniently, the preform is made of warp and weft, the warp direction constituting the longitudinal direction of the preform, and using a first weave to form the blade wings. A manufactured first portion and a second portion manufactured using a second weave to form the root of the blade, the first and second portions being The first weave is integrated by a transition region that gradually changes to become the second weave so as to obtain at least a reduction in blade thickness between the first and second portions. Yes.

織成用の糸は、炭素繊維、ガラス繊維、シリカ繊維、炭化ケイ素繊維、アルミナ繊維、アラミド繊維、および芳香族ポリアミド繊維によって構成されるグループに属している。   The yarn for weaving belongs to a group composed of carbon fiber, glass fiber, silica fiber, silicon carbide fiber, alumina fiber, aramid fiber, and aromatic polyamide fiber.

続いて、単一の部品として織成されたプレフォームが、本発明の方法の工程b)に従って切り出される。より正確には、織成されたプレフォームが、変形後にプレフォームが仕上がり部品の形状に倣うように設計された所定の三次元の治具に従って、その輪郭を巡って切断することによって準備される。この切り出しは、水ジェットおよび/または機械的な手段(せん断機、カッター、切断機、など)および/またはレーザカッティングによって行なうことが可能である。   Subsequently, the preform woven as a single part is cut according to step b) of the method of the invention. More precisely, the woven preform is prepared by cutting around its contour according to a predetermined three-dimensional jig designed so that after deformation the preform follows the shape of the finished part. . This cutting can be done by water jet and / or mechanical means (shearing machine, cutter, cutting machine, etc.) and / or laser cutting.

この手順によって、図1に示すような切り出しプレフォーム10aが生み出される。ブレードの翼部12および根元14を形成するための部位を、見て取ることができる。特に、三次元の織成に使用される縦および横の糸20は、トレーサ糸22として機能するガラス繊維またはケルバー(Kelvar)繊維を有している炭素繊維であり、トレーサ糸22が、基本的にはプレフォームの表面に位置し、縦糸と平行な主方向および横糸と平行な横方向に沿って延びている。このやり方で、トレーサ糸22が、黒色であるプレフォームの残りの部分に対して白色で現れ、したがってトレーサ糸22を、きわめてよく視認できる。さらに、これらのトレーサ糸は、最終の部品が適正であるかを検査するために適している通常の(X線または超音波断層撮影形式の)非破壊検査技術によって、検出可能である。   By this procedure, a cut-out preform 10a as shown in FIG. 1 is created. The sites for forming blade wings 12 and roots 14 can be seen. In particular, the vertical and horizontal yarns 20 used for three-dimensional weaving are carbon fibers having glass fibers or Kelvar fibers that function as tracer yarns 22, and the tracer yarns 22 are basically Is located on the surface of the preform and extends along a main direction parallel to the warp and a transverse direction parallel to the weft. In this way, the tracer yarn 22 appears white against the rest of the preform that is black, so that the tracer yarn 22 is very well visible. Furthermore, these tracer yarns can be detected by conventional (destructive inspection techniques in the form of X-ray or ultrasonic tomography) that are suitable for inspecting the final part for properness.

特に、この例においては、これらのトレーサ糸22が、後述するように切り出しおよびプレフォームの他の加工工程を実行するため、位置決めの目的のために基準点として機能すべく、所定の位置においてブレードの両面(圧力側の壁面17および吸い込み側の壁面18)の表面に位置しているものとして示されている。   In particular, in this example, these tracer yarns 22 are bladed in place to function as a reference point for positioning purposes in order to perform cutting and other processing steps of the preform as described below. Are shown as being located on the surfaces of both surfaces (pressure side wall 17 and suction side wall 18).

本発明によれば、切り出しの工程において、図示の例においては前縁を形成するための面である少なくとも1つの基準面16に沿ってプレフォームの表面に位置する一連のトレーサ糸が、維持される。   According to the present invention, during the cutting process, a series of tracer yarns located on the surface of the preform is maintained along at least one reference surface 16, which in the illustrated example is the surface for forming the leading edge. The

その後、本発明によれば、切り出したプレフォーム10aに予変形を加える工程c)が、実行される。   Thereafter, according to the present invention, step c) of pre-deforming the cut preform 10a is performed.

さらに正確には、工程c)において、上述の予変形が、切り出したプレフォーム10aを成形用金型24内に配置することによって実行され、そのような金型24は、切り出したプレフォーム10aを収容するための空隙が間に画定される種々の部位を呈しており、さらにトレーサ糸22の少なくともいくつかを位置させるための基準として機能するマークを呈している。   More precisely, in step c), the above-mentioned pre-deformation is carried out by placing the cut preform 10a in the molding die 24, and such a die 24 is used to cut the cut preform 10a. Various spaces are defined between which the voids for receiving are defined, and also marks that serve as a reference for positioning at least some of the tracer yarns 22.

種々の識別および位置決めシステム、特にトレーサ糸22のための理想の位置へと光ビームを投射するレーザ投射器26を、切り出したプレフォーム10aについて使用することができ、これに従って所定の配置を得るべく対応するトレーサ糸22を移動させることが、常に容易である。   Various identification and positioning systems, in particular a laser projector 26 that projects a light beam to the ideal position for the tracer yarn 22, can be used for the cut preform 10a, to obtain a predetermined arrangement accordingly. It is always easy to move the corresponding tracer yarn 22.

これに代え、あるいはこれに加えて、プレフォームが適切に配置されたことを確認するため、トレーサ糸22のすべてまたはいくつかの輪郭および/または位置を再現するマスクを、プレフォームの上へと配置してもよい。   Alternatively, or in addition, a mask that reproduces all or some contours and / or positions of the tracer yarn 22 may be applied over the preform to ensure that the preform is properly positioned. You may arrange.

切り出したプレフォーム10aを、所望の最終形状を達成するために必要とされる変形のすべてを実行するために充分に正確な方法で、成形用金型24内に配置できることを、理解できるであろう。しかしながら、好都合なことには、この工程c)を複数の副工程として実行することも可能である。   It will be appreciated that the cut preform 10a can be placed in the mold 24 in a sufficiently accurate manner to perform all of the deformations required to achieve the desired final shape. Let's go. Conveniently, however, it is also possible to carry out this step c) as a plurality of substeps.

特に、工程c)において、切り出したプレフォーム10aを成形用金型24内に配置する前に、例えば切り出したプレフォーム10aを平面内に保持しつつ切り出したプレフォームの主たる長手方向と平行な方向にせん断を加えることからなる予備的な予変形が実行される。   In particular, in step c), before placing the cut preform 10a in the molding die 24, for example, a direction parallel to the main longitudinal direction of the cut preform 10a while holding the cut preform 10a in a plane. A preliminary pre-deformation consisting of shearing is performed.

その後に、このせん断運動を加えた切り出しプレフォーム10bが、プレフォームをその主方向と平行な軸XX’を中心とした回転(矢印25a)をさらに加えることによってさらに変形させて新たな構成とする成形用金型24に配置される。   Thereafter, the cut preform 10b to which this shearing motion has been applied is further deformed by further rotating the preform around an axis XX ′ parallel to the main direction (arrow 25a) to obtain a new configuration. It arrange | positions to the metal mold | die 24 for shaping | molding.

さらに、成形用金型24が、スライド可能であってプレフォームの根元14の自由端に当接する位置へと至る可動部分24aを呈し、応力(矢印25b)を加えることによって、プレフォームのこの部位14に所望の変形を生み出すことができ、あるいはプレフォーム10bの他の部位へと変形を加えつつ、この部位の特定の種類の変形を回避することができる。   In addition, the mold 24 is slidable and presents a movable part 24a that reaches a position where it abuts the free end of the preform base 14 and applies stress (arrow 25b) to this part of the preform. 14 can produce a desired deformation, or it can be deformed to other parts of the preform 10b while avoiding certain types of deformations of this part.

成形用金型24内にプレフォーム10aを配置するための基準の要素としてトレーサ糸22を利用することによって、切り出しプレフォーム10aを成形するために、多数のさまざまな可能性を思い描くことができることを、理解すべきである。   By utilizing the tracer yarn 22 as a reference element for placing the preform 10a in the molding die 24, a number of different possibilities can be envisioned for forming the cut preform 10a. Should be understood.

さらに、切り出しプレフォーム10aを成形用金型24内に配置するための戦略は、選択された基準面に応じ、特に根元、先端、前縁16、後縁、または他の任意の所定の領域に応じて、事前に切り出された輪郭にも組み合わせられる。   Further, the strategy for placing the cut preform 10a in the mold 24 depends on the selected reference plane, particularly at the root, tip, leading edge 16, trailing edge, or any other predetermined area. Correspondingly, it is combined with a contour cut out in advance.

そのような状況においては、切り出しプレフォームへと加えるべき変形を、上述の例のようにせん断および回転を別個にしつつ複数の副工程へと分割することによって、プレフォームのすべての部位のきわめて正確な配置を、特にプレフォームのサイズが大きい場合に、容易に得ることができる。   In such a situation, the deformation to be applied to the cut preform is divided into multiple sub-processes with separate shear and rotation as in the above example, so that all parts of the preform are very accurate. A simple arrangement can be easily obtained, especially when the size of the preform is large.

このようにして、図3において、変形させたプレフォーム10bの根元14が、せん断および回転において実行された変形の合成ゆえに、もはや平面ではない底部自由端面14aを、直線的な方向(一点鎖線)を向いてはおらず、予変形工程c)において実行されたせん断(矢印25c)および回転(矢印25a)からもたらされた湾曲した輪郭に従っているトレーサ糸22によって視認可能にされた輪郭の側面14bとともに呈している。   In this way, in FIG. 3, the base 14 of the deformed preform 10b has a linear direction (dashed line) that causes the bottom free end surface 14a, which is no longer flat, due to the combination of deformations performed in shear and rotation. With a side 14b of the contour made visible by the tracer yarn 22 following the curved contour resulting from the shear (arrow 25c) and rotation (arrow 25a) performed in the pre-deformation step c) Presents.

その後に、工程d)に従い、予変形済みのプレフォーム10bを硬化させる圧密が実行される。この目的のために使用される圧密用金型28は、図4に一部を見ることができるが、好都合には、成形用金型24を適切な設備に組み合わせることによって製作可能である。圧密用金型28は、気化する溶媒を吸い出すために或る程度の真空引きを実現しつつ、約100℃の温度まで高めることが可能でなくてはならない。   Thereafter, in accordance with step d), consolidation for curing the pre-deformed preform 10b is performed. The compacting mold 28 used for this purpose can be seen in part in FIG. 4, but can advantageously be made by combining the molding mold 24 with suitable equipment. The compacting mold 28 must be capable of being raised to a temperature of about 100 ° C. while achieving a certain degree of evacuation to suck out the solvent to be vaporized.

この工程において、硬化は、織成を容易にするために糸を覆うオイリング剤によって実行される。硬化は、切り出しプレフォーム10aに与えられた形状を、その形状を大きく変化させることなく射出成型用の金型に容易に配置できるよう充分に固めるべく機能する。   In this step, curing is performed with an oiling agent that covers the yarn to facilitate weaving. Curing functions to sufficiently solidify the shape given to the cut preform 10a so that it can be easily placed in a mold for injection molding without significantly changing the shape.

必要であれば、例えば低濃度の樹脂であって、特にエポキシ型である粘着剤を、プレフォームに加えることができ、その目的は、予変形させたプレフォーム10bが特に注入工程の際に事後の変形を受けることがないようにするため、織成した炭素繊維を圧密工程d)の際に加えられる熱および圧力の作用のもとで一体に付着させることにある。   If necessary, for example, a low-concentration resin, in particular an epoxy-type pressure-sensitive adhesive, can be added to the preform, the purpose of which is that the pre-deformed preform 10b is particularly useful during the injection process. In order to prevent deformation, the woven carbon fibers are integrally attached under the action of heat and pressure applied during the consolidation step d).

圧密用金型28は、織成されたプレフォームを繊維がその体積の約55%から58%、仕上がった部品における繊維の最終の密度に実質的に相当する、を占めるように圧密できる寸法および体積のハウジングを呈している。ここに説明する実施例においては、従来からの圧密用金型28が、前縁を形成するためのプレフォームの基準面16を収容するための位置において変更されている。   Consolidation mold 28 is sized and capable of consolidating a woven preform to occupy about 55% to 58% of the volume of the fiber, substantially corresponding to the final density of the fiber in the finished part. It presents a volumetric housing. In the embodiment described here, the conventional compacting mold 28 is modified at a position to accommodate the preform reference surface 16 for forming the leading edge.

この位置において、圧密用金型28の寸法が、さらなる圧密を実行して約65体積%の繊維密度をもたらすように、変更されている。あるいは、この超圧密を、変更されていない圧密用金型28において圧密および硬化を実行した後に、この追加の圧密を予変形済みのプレフォーム10bの前縁を形成すべき領域についてのみ実行する特別な工具を使用することによって得てもよい。   In this position, the dimensions of the compacting mold 28 have been changed to perform further compaction resulting in a fiber density of about 65% by volume. Alternatively, this super-consolidation is performed only on the area where the pre-deformed preform 10b leading edge is to be formed after performing consolidation and curing in an unmodified compacting mold 28. May be obtained by using a simple tool.

図5に示した実施例においては、注入工程の前、かつ上述の超圧密工程の後に、複数の保護用部材が、圧密済みのプレフォーム10cへと配置される。   In the embodiment shown in FIG. 5, a plurality of protective members are placed on the compacted preform 10c before the injection process and after the superconsolidation process described above.

この目的のため、まずは接着剤が、例えばチタニウムで作られた部材であって超圧密済みの基準面16へと固定される金属製の保護用部材30を、前縁へと固定するために使用される。   For this purpose, an adhesive is first used to fix the protective member 30 made of metal, for example, made of titanium and fixed to the superconsolidated reference surface 16, to the leading edge. Is done.

この保護用部材30は、長手方向に延びてプレフォーム10cの超圧密済み領域を覆って嵌め合わされる半スリーブを形成するが、前縁16の先端を構成する領域において最大の厚さを呈しており、その両側にフランジ形成部分30aおよび30bを備えている。   The protective member 30 extends in the longitudinal direction to form a half-sleeve that covers and fits over the superconsolidated region of the preform 10 c, but has the maximum thickness in the region that forms the tip of the leading edge 16. And flange forming portions 30a and 30b are provided on both sides thereof.

上述の説明から、工程d)において、硬化の前、間、および後に、以下の副工程が実行されることを、見て取ることができる。すなわち、
d1)予変形させたプレフォーム10cについて、前縁の位置において超圧密が実行され、
d2)前縁を保護するための金属部材30が、前縁の位置において予変形させたプレフォーム10cに取り付けられ、この部材が、圧力側および吸い込み側の壁面の一部分を覆うための2つのフランジを呈している。
From the above description, it can be seen that in step d) the following sub-steps are carried out before, during and after curing. That is,
d1) For the pre-deformed preform 10c, superconsolidation is performed at the position of the leading edge,
d2) A metal member 30 for protecting the leading edge is attached to the preform 10c pre-deformed at the position of the leading edge, and this member has two flanges for covering a part of the wall on the pressure side and the suction side Presents.

さらに詳しくは、工程d2)において保護用部材30の配置を容易にするため、上記保護用部材30が、この保護用部材30の上記フランジ30a、30bを外へと広げる(矢印31)ために適した取り付け装置40に配置され、次いで、この取り付け装置40が、上記保護用部材30の2つのフランジ30a、30bが予変形済みのプレフォーム10cの超圧密された前縁の各側に位置するように、予変形済みのプレフォーム10cへと配置され、次いで上記フランジ30a、30bが解放される。   More specifically, in order to facilitate the arrangement of the protective member 30 in step d2), the protective member 30 is suitable for spreading the flanges 30a, 30b of the protective member 30 outward (arrow 31). The mounting device 40 so that the two flanges 30a, 30b of the protective member 30 are located on each side of the super-consolidated leading edge of the pre-deformed preform 10c. The pre-deformed preform 10c is then placed and then the flanges 30a, 30b are released.

接着剤が、予変形済みのプレフォーム10cの超圧密済みの前縁16の対応する表面へと前もって配されることに、注意すべきである。   It should be noted that the adhesive is pre-distributed to the corresponding surface of the superconsolidated leading edge 16 of the pre-deformed preform 10c.

取り付け装置40は、プレフォーム10cを長手方向の保護用部材30によって画定されるハウジング内へと容易に挿入できるようにするため、保護用部材のフランジを外へと広げる拡大装置を備える金型の形態である。   The attachment device 40 is a mold with an enlargement device that spreads the flange of the protective member outward so that the preform 10c can be easily inserted into the housing defined by the longitudinal protective member 30. It is a form.

この目的のため、取り付け装置40は、半真空システム33による或る程度の真空引きに適しており、金属製の保護用部材30が、保護用部材のフランジ30a、30bを外へと広げる(矢印31を参照)べく機能する低圧を有する取り付け装置40のハウジングの内側に配置され、フランジ30a、30b間の保護用部材30の内側へのプレフォーム10cの配置、より正確には上記プレフォームの前縁を構成すべき部位16の配置を、容易にしている(図6を参照)。   For this purpose, the mounting device 40 is suitable for a certain degree of evacuation by the semi-vacuum system 33, and the metal protective member 30 spreads the protective member flanges 30a, 30b outward (arrows). 31) and the placement of the preform 10c inside the protective member 30 between the flanges 30a, 30b, more precisely in front of the preform. Arrangement of the part 16 which should comprise an edge is made easy (refer FIG. 6).

さらに、図示の実施例においては、工程d2)に先立って、保護用フィルム32が、圧力側の壁面の外表面の前縁を含む部位を覆って、予変形済みのプレフォームへと取り付けられる。例えばポリウレタンで作られたこの保護用フィルム32は、好ましくは、接着剤によって固定され、ファンの内側へと進入する空気の流れにさらされる圧力側の壁面に腐食に対する保護をもたらすべく機能する。   Further, in the illustrated embodiment, prior to step d2), the protective film 32 is attached to the pre-deformed preform, covering a portion including the front edge of the outer surface of the pressure side wall. This protective film 32, for example made of polyurethane, is preferably secured by adhesive and functions to provide corrosion protection to the pressure side wall exposed to the flow of air entering the inside of the fan.

さらに、このような保護用フィルム32は、好都合なことに、圧力側の壁面17の表面(ブレードのうちで進入する空気の流れに最初にさらされる部位である)の機械的特性を補強すべく機能する。   Furthermore, such a protective film 32 advantageously reinforces the mechanical properties of the surface of the pressure side wall 17 (the part of the blade that is first exposed to the incoming air flow). Function.

したがって、保護用フィルム32の下方に、例えばポリウレタン型の接着剤であるが、低い粘度を呈し、注入および硬化の温度(それぞれ、約160℃および約180℃)に耐えることができる接着剤を使用する必要がある。   Therefore, below the protective film 32, for example, a polyurethane-type adhesive is used, which exhibits a low viscosity and can withstand injection and curing temperatures (about 160 ° C. and about 180 ° C., respectively). There is a need to.

図5に見て取ることができるように、ここに説明される実施例においては、境界部材34が、保護用フィルム32と予変形済みのプレフォーム10cとの間に介装されており、この境界部材34が、保護用フィルム32の下方の余分な厚さを形成し、プレフォームの表面に位置するプレフォームの糸20を覆っている。   As can be seen in FIG. 5, in the embodiment described herein, a boundary member 34 is interposed between the protective film 32 and the pre-deformed preform 10 c, and this boundary member 34 forms an extra thickness below the protective film 32 and covers the preform threads 20 located on the surface of the preform.

この境界部材34は、織成に使用される糸20の位置および直径に依存するプレフォームの表面状態に起因する保護用フィルム32の変形を、回避または少なくとも最小化しようとするものである。   This boundary member 34 seeks to avoid or at least minimize the deformation of the protective film 32 due to the surface condition of the preform depending on the position and diameter of the yarn 20 used for weaving.

この目的のため、境界部材34について、織成された糸20と保護用フィルム32との間に位置する柔軟な境界部材34、例えば好ましくは炭素繊維で作られあらかじめ含浸させた乾燥布地または不織布を使用することが可能であり、さもなくば樹脂のみから作られたより剛性の殻、さもなくば樹脂および繊維からなる混合物を使用することができる。   For this purpose, for the boundary member 34, a flexible boundary member 34 located between the woven yarn 20 and the protective film 32, for example a dry fabric or non-woven fabric, preferably made of carbon fiber and pre-impregnated. It can be used, or a stiffer shell made from resin alone, or a mixture of resin and fibers can be used.

これらすべてのテストの終わりにおいて、最終の形状を呈しており、種々の保護用部材、すなわち前縁の金属製保護用部材30と直下に境界部材34が配置されてなる圧力側の壁面17の保護用フィルム32とが取り付けられている剛性のプレフォーム(図示されていない)が得られる。   At the end of all these tests, the final shape is exhibited, and protection of the pressure-side wall surface 17 is made up of various protective members, that is, the metal protective member 30 at the leading edge and the boundary member 34 disposed immediately below. A rigid preform (not shown) to which the working film 32 is attached is obtained.

さらに、射出成型用金型を用意する工程e)において、ブレードの根元の底部を形成するため、少なくとも1つのスペーサ(図示されていない)が、硬化させたプレフォームの表面に当接してこの射出成型用金型内に配置される。   Further, in step e) of preparing the injection mold, at least one spacer (not shown) abuts the cured preform surface to form the bottom of the blade base. It is arranged in a molding die.

そのような状況において、射出成型が実行される工程f)およびg)の際に、上記スペーサが、硬化させたプレフォームのブレードの根元の底部が形成されるべき表面、特に根元の自由端面を形成する表面14a(図3を参照)に対して、一定の圧力のもとに保たれる。例えば、図2にあるように、成形用金型24の可動部品24aに類似する部品によって構成され、ブレードの長手の主方向と平行な方向にスライドするために適したスペーサが使用される。   In such a situation, during the steps f) and g) in which injection molding is carried out, the spacer has a surface on which the bottom of the base of the cured preform blade is to be formed, in particular the free end face of the root. A constant pressure is kept against the surface 14a to be formed (see FIG. 3). For example, as shown in FIG. 2, a spacer that is constituted by a part similar to the movable part 24 a of the molding die 24 and is suitable for sliding in a direction parallel to the main longitudinal direction of the blade is used.

これは、根元14の支承面が適切に成型されることを保証するため、適切な圧密圧力をスペーサへと加えることができるようにする。   This ensures that an appropriate compaction pressure can be applied to the spacer to ensure that the bearing surface of the root 14 is properly molded.

圧力のもとでそのようなスペーサを使用することによって、成型の際に根元の底部に余分な厚さを形成するために8枚から15枚のあらかじめ含浸をおこなったシートを根元の下に配置することからなり、しかしながら機械加工によって寸法を修正する必要が多くの場合につきまとい、さらには何よりも少なくとも繊維/糸がプレフォームの残りの部分と密接していない追加のインサートを形成することになり、したがって動作時の弱点領域を形成しかねない層間剥離の恐れにつながる従来使用されている技法が置き換えられることを、理解できるであろう。   By using such a spacer under pressure, 8-15 pre-impregnated sheets are placed under the base to form an extra thickness at the bottom of the base during molding However, it is often necessary to modify the dimensions by machining, and above all, it forms an additional insert where at least the fiber / yarn is not in intimate contact with the rest of the preform. It will thus be appreciated that conventionally used techniques can be replaced, leading to the risk of delamination, which can create weak areas of operation.

最後の工程は、この特定の例においては保護用部材が取り付けられてなる予変形済みのプレフォーム10cを収容している射出成型用金型の内側へと、樹脂を射出成型する従来からの工程からなる。   The last step is a conventional step where the resin is injection molded into the interior of the injection mold that houses the pre-deformed preform 10c to which the protective member is attached in this particular example. Consists of.

金型が加熱される工程f)において、工程d)およびd1)において硬化させた超圧密領域16、すなわち予変形済みのプレフォーム10cの超圧密済みの前縁に軟化が生じることを、理解すべきである。織成構造が緩み、射出成型用金型内において空いている空間を占め、前縁と接着剤と保護用部材との間、特に前縁と保護用部材30の内側のハウジングとの間に、密な接触が確保される。   Understand that in step f) when the mold is heated, softening occurs in the superconsolidated region 16 hardened in steps d) and d1), ie the preconsolidated leading edge of the pre-deformed preform 10c. Should. The woven structure is loose and occupies an empty space in the injection mold, between the leading edge, the adhesive and the protective member, in particular, between the leading edge and the housing inside the protective member 30, Close contact is ensured.

たいていは金属である金型の構成材料と注入された樹脂との熱膨張係数の差ゆえに、特に特定の領域において応力を誘起しブレードを弱体化することがないよう、射出成型用金型に他のスペーサ、特にプレフォームを収容するハウジングの縁に位置するスペーサを、持たせることができ、それらのスペーサは、注入の後にツーリング(tooling)において最初に取り外される。   Because of the difference in the coefficient of thermal expansion between the mold material, which is usually metal, and the injected resin, it is not necessary to use other injection molds to induce stresses in specific areas and weaken the blades. Spacers, in particular spacers located at the edges of the housing containing the preforms, can be provided, which are first removed in the tooling after injection.

このようにして、本発明による方法によれば、射出成型用金型から取り出されたときに、すでに前縁および圧力側の壁面が保護されており、かつすでに最終の製造寸法を有する支承面を有する根元を呈しているブレードを得ることが可能であることを、理解できるであろう。   In this way, according to the method according to the invention, when taken out from the injection mold, the front edge and the pressure-side wall are already protected, and the bearing surface already has the final production dimensions. It will be appreciated that it is possible to obtain a blade that has a root having it.

切り出し前のプレフォームの全体の斜視図である。It is a perspective view of the whole preform before cutting out. 本発明の方法の実行における他の工程の投影図である。It is a projection figure of the other process in execution of the method of the present invention. 本発明の方法の実行における他の工程の投影図である。It is a projection figure of the other process in execution of the method of the present invention. 本発明の方法の実行における他の工程の投影図である。It is a projection figure of the other process in execution of the method of the present invention. 本発明の方法の実行における他の工程の投影図である。It is a projection figure of the other process in execution of the method of the present invention. 本発明の方法の実行における他の工程の投影図である。It is a projection figure of the other process in execution of the method of the present invention.

符号の説明Explanation of symbols

10a 切り出しプレフォーム
10b 予変形済みのプレフォーム
10c 圧密済みのプレフォーム
12 翼部
14 根元
14a 底部自由端面
14b 輪郭の側面
16 基準面
17 圧力側の壁面
18 吸い込み側の壁面
20 縦および横の糸
22 トレーサ糸
24 成形用金型
24a 可動部分
28 圧密用金型
30 保護用部材
30a、30b フランジ形成部分
32 保護用フィルム
33 半真空システム
34 境界部材
40 取り付け装置
10a Cut-out preform 10b Pre-deformed preform 10c Consolidated preform 12 Wings 14 Root 14a Bottom free end surface 14b Contour side 16 Reference surface 17 Pressure-side wall 18 Suction-side wall 20 Vertical and horizontal thread 22 Tracer yarn 24 Molding mold 24a Movable part 28 Consolidation mold 30 Protection member 30a, 30b Flange forming part 32 Protective film 33 Semi-vacuum system 34 Boundary member 40 Mounting device

Claims (13)

  1. 複合材料製のターボ機械用ブレードの製造方法であって、
    a)ブレードの翼部(12)および根元(14)の両方を含んでいるプレフォームを、オイリング剤で覆われており、視覚的に識別可能でプレフォームの少なくとも表面に位置するトレーサ糸(22)を含んでいる縦糸(20a)および横糸(20b)を三次元に織成することにより、製作する工程と、
    b)前記プレフォームの基準面(16)に沿って位置している数本のトレーサ糸(22)をそのまま残しつつ前記プレフォームを切り出して、ブレードを構成する各部分の形状および寸法をとるために適した切り出しプレフォーム(10a)をもたらす工程と、
    c)切り出しプレフォーム(10a)をその平面内に保持しつつ切り出しプレフォーム(10a)の主方向と平行な方向にせん断を加えることからなる予備的な予変形が実行され、その後、前記せん断運動を受けた切り出しプレフォーム(10a)が、切り出しプレフォーム(10a)を該切り出しプレフォーム(10a)の主方向と平行な軸XX’を中心とする回転にて変形させる形状にする成形用金型(24)に配置されることにより、前記切り出しプレフォーム(10a)を予変形させて、予変形済みプレフォーム(10)をもたらす工程と、
    d)硬化したプレフォーム(10c)をもたらすように、オイリング剤によって前記予変形済みプレフォーム(10b)を硬化させる圧密の工程と、
    e)射出成型用金型を用意し、内部に前記硬化させたプレフォーム(10c)を配置する工程と、
    f)前記硬化させた予変形済みプレフォーム(10c)全体を含浸して、プレフォームの糸(20)の間の相対的な配置を維持するため、前記射出成型用金型に熱硬化性樹脂を含んでいるバインダを注入する工程と、
    g)前記射出成型用金型を加熱する工程と、
    h)前記ブレードの形状および寸法を実質的に呈している複合材料製成型済み部品を、前記金型から取り出す工程と、
    を含んでいることを特徴とする、方法。
    A method of manufacturing a blade for a turbomachine made of a composite material,
    a) A preform containing both blade wings (12) and roots (14) covered with oiling agent, visually distinguishable and tracer yarns (22) located on at least the surface of the preform ) warp that contains the (20a) and Ri by weft (20b) to be woven into a three-dimensional, the steps of manufacturing work,
    b) cutting out the preform while leaving several of tracer yarns situated along a reference plane (16) and (22) of the preform, to take the shape and dimensions of the parts constituting the blade Providing a cut-out preform (10a) suitable for
    c) Preliminary pre-deformation comprising applying shear in a direction parallel to the main direction of the cut preform (10a) while holding the cut preform (10a) in its plane is performed, after which the shear motion The cut preform (10a) that has been subjected to processing is shaped so as to deform the cut preform (10a) by rotation about an axis XX 'parallel to the main direction of the cut preform (10a). (24) by pre-deforming the cut preform (10a) to yield a pre-deformed preform (10 b );
    d) to provide a cured preform (10c), and consolidation of the step of hardening the predeformation shape already preform (10b) by oiling agent,
    e) preparing an injection mold and placing the cured preform (10c) therein;
    f) Thermosetting resin in the injection mold to impregnate the entire cured pre-deformed preform (10c) and maintain the relative arrangement between the yarns (20) of the preform. Injecting a binder containing
    g) heating the injection mold;
    h) removing from the mold a composite molded part substantially exhibiting the shape and dimensions of the blade;
    A method characterized by comprising:
  2. トレーサ糸(22)が、他の糸(20)の性質とは異なる性質であることを特徴とする、請求項1に記載の方法。   2. Method according to claim 1, characterized in that the tracer yarn (22) is of a different nature than that of the other yarns (20).
  3. 工程d)において、硬化の前または後に、以下の副工程、すなわち、
    d1)前縁の位置における前記予変形済みプレフォーム(10b)に65体積%の繊維密度をもたらす超圧密を行う工程と、
    d2)前縁の位置において前記予変形済みプレフォームに、圧力側および吸い込み側の壁面の一部分を収容するための2つのフランジ(30a、30b)を呈している金属製の前縁保護用部材(30)を取り付ける工程と、
    が実行されることを特徴とする、請求項に記載の方法。
    In step d), before or after curing, the following sub-steps:
    and performing ultrasonic consolidation resulting in fiber density of 65% by volume d1) leading contact Keru the predeformation shape already preform to the position of (10b),
    d2) A metal leading edge protecting member (having two flanges (30a, 30b) for accommodating a part of the wall surface on the pressure side and the suction side in the pre-deformed preform at the position of the leading edge ( 30) attaching,
    The method of claim 1 , wherein: is performed.
  4. 工程d2)において、前記保護用部材(30)が、前記保護用部材(30)の前記フランジ(30a、30b)を外へと広げるために適した取り付け装置(40)に配置され、次いで前記取り付け装置(40)が、前記保護用部材の2つのフランジが前記予変形済みプレフォームの超圧密済みの前縁へと嵌まるように前記予変形済みプレフォーム(10b)へと配置され、次いで前記フランジが解放されることを特徴とする、請求項に記載の方法。 In step d2), the protective member (30) is placed in an attachment device (40) suitable for spreading the flanges (30a, 30b) of the protective member (30) outward, and then the attachment A device (40) is placed on the pre-deformed preform (10b) such that the two flanges of the protective member fit into the ultra-consolidated leading edge of the pre-deformed preform, 4. A method according to claim 3 , characterized in that the flange is released.
  5. 工程d2)に先立ち、保護用フィルム(32)が前記予変形済みプレフォーム(10b)へと、圧力側の壁面の外表面の前記前縁を含んでいる部位を覆って固定されることを特徴とする、請求項またはに記載の方法。 Prior to step d2), the protective film (32) is fixed to the pre-deformed preform (10b) covering the portion including the front edge of the outer surface of the pressure side wall. The method according to claim 3 or 4 .
  6. 前記保護用フィルム(32)が、ポリウレタンで作られていることを特徴とする、請求項に記載の方法。 The method according to claim 5 , characterized in that the protective film (32) is made of polyurethane.
  7. 境界部材(34)が、前記保護用フィルム(32)と前記予変形済みプレフォーム(10b)との間に介装され、前記境界部材(34)が、前記プレフォームの糸(20)の上の付加的な厚さを形成していることを特徴とする、請求項またはに記載の方法。 A boundary member (34) is interposed between the protective film (32) and the preformed preform (10b), and the boundary member (34) is placed on the preform yarn (20). The method according to claim 5 or 6 , characterized in that an additional thickness is formed.
  8. 工程e)において、さらに少なくとも1つのスペーサ(24a)が、前記硬化させたプレフォームのうちのブレードの根元の底部を形成すべき表面に当接して、前記射出成型用金型内に配置されることを特徴とする、請求項1からのいずれか一項に記載の方法。 In step e), at least one spacer (24a) is placed in the injection mold in contact with the surface of the hardened preform to form the bottom of the blade base. 8. A method according to any one of claims 1 to 7 , characterized in that
  9. 工程f)およびg)において、前記スペーサ(24a)が、前記硬化させたプレフォームのうちのブレードの根元の底部を形成すべき表面(14a)に対して、一定の圧力のもとに保たれることを特徴とする、請求項に記載の方法。 In steps f) and g), the spacer (24a) is kept under a constant pressure against the surface (14a) on which the bottom of the blade of the cured preform is to be formed. The method according to claim 8 , wherein:
  10. ブレードの翼部(12)および根元(14)の両方を含んでいる前記プレフォームが、縦糸(20a)および横糸(20b)を三次元に織成することによって形成され、縦糸(20a)の方向がプレフォームの長手方向を形成しており、縦糸および横糸(20a、20b)が、視覚的に識別可能でプレフォームの少なくとも表面に位置するトレーサ糸(22)を含んでおり、プレフォームの基準面(16)に沿って位置している数本のトレーサ糸(22)が、非破壊検査技術によってブレードの適正が確認されるように、切断されていない、請求項1からのいずれか一項に記載の方法によって得られ、ファンブレード。 The preform containing both blade wing (12) and root (14) is formed by weaving warp (20a) and weft (20b) in three dimensions, the direction of warp (20a) Form the longitudinal direction of the preform, and the warp and weft yarns (20a, 20b) comprise tracer yarns (22) that are visually distinguishable and located on at least the surface of the preform, several of tracer yarns are located along the surface (16) (22), as appropriate blade is confirmed by the non-destructive inspection techniques, not cut, any one of claims 1 to 9 one obtained by the method according to claim, the fan blades.
  11. 前記プレフォームが、縦糸(20)および横糸(20)で製作され、縦糸(20a)の方向がプレフォームの長手方向を構成しており、プレフォームが少なくとも、ブレードの翼部(12)を形成する第1の織成で製作された第1の部位と、ブレードの根元(14)を形成する第2の織成で製作された第2の部位とを有しており、前記第1および第2の部位が、前記第1の織成が前記第2の織成となるよう徐々に変化することで前記第2の部位と前記第1の部位との間のブレードの少なくとも厚さの減少を得る移行領域によって、一体化されていることを特徴とする、請求項10に記載のブレード。 The preform is made of warp (20 a ) and weft (20 b ), and the direction of the warp (20a) constitutes the longitudinal direction of the preform, and the preform is at least a blade wing (12) of the blade. A first portion made of a first weave forming a blade and a second portion made of a second weave forming a root (14) of the blade. And the second part gradually changes so that the first weaving becomes the second weaving, so that at least the thickness of the blade between the second part and the first part is increased. 11. A blade according to claim 10 , characterized in that it is integrated by a transition region that obtains a reduction.
  12. 前記糸が、炭素繊維、ガラス繊維、シリカ繊維、炭化ケイ素繊維、アルミナ繊維、アラミド繊維、および芳香族ポリアミド繊維によって構成されるグループに属していることを特徴とする、請求項11に記載のブレード。 The blade according to claim 11 , wherein the yarn belongs to a group constituted by carbon fiber, glass fiber, silica fiber, silicon carbide fiber, alumina fiber, aramid fiber, and aromatic polyamide fiber. .
  13. 縦糸(20a)および横糸(20b)が炭素繊維であり、トレーサ糸(22)がガラス繊維であることを特徴とする、請求項12に記載のブレード。 The blade according to claim 12 , characterized in that the warp (20a) and the weft (20b) are carbon fibers and the tracer yarn (22) is glass fibers.
JP2006284623A 2005-10-21 2006-10-19 Composite blade manufacturing method for turbomachine and blade obtained by this method Active JP5087255B2 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0510752A FR2892339B1 (fr) 2005-10-21 2005-10-21 PROCESS FOR MANUFACTURING A COMPOSITE TURBOMACHINE BLADE, AND BLADE OBTAINED BY THIS PROCESS
FR0510752 2005-10-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2007112132A JP2007112132A (ja) 2007-05-10
JP5087255B2 true JP5087255B2 (ja) 2012-12-05

Family

ID=36570451

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006284623A Active JP5087255B2 (ja) 2005-10-21 2006-10-19 Composite blade manufacturing method for turbomachine and blade obtained by this method

Country Status (11)

Country Link
US (1) US7581932B2 (ja)
EP (1) EP1777063B1 (ja)
JP (1) JP5087255B2 (ja)
CN (1) CN1951664B (ja)
CA (1) CA2564482C (ja)
ES (1) ES2389732T3 (ja)
FR (1) FR2892339B1 (ja)
IL (1) IL178754A (ja)
RU (1) RU2413590C2 (ja)
UA (1) UA95597C2 (ja)
ZA (1) ZA200608783B (ja)

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2448886B (en) 2007-05-01 2009-06-17 Rolls Royce Plc Turbomachine blade
FR2918919B1 (fr) 2007-07-17 2013-03-29 Eurocopter France Procede et dispositif pour coller la coiffe metallique d'un bord d'attaque d'une voiture
FR2921099B1 (fr) * 2007-09-13 2013-12-06 Snecma Dispositif d'amortissement pour aube en materiau composite
FR2932715B1 (fr) * 2008-06-23 2013-05-03 Visteon Global Tech Inc METHOD FOR MANUFACTURING A FITTING MEMBER OF A MOTOR VEHICLE AND DEVICE FOR CARRYING OUT SAID METHOD
FR2933634B1 (fr) * 2008-07-10 2010-08-27 Snecma Aube redresseur de soufflante en composite 3d
GB0815475D0 (en) * 2008-08-27 2008-10-01 Rolls Royce Plc A blade
GB0815567D0 (en) * 2008-08-28 2008-10-01 Rolls Royce Plc An aerofoil
JP2010076247A (ja) * 2008-09-25 2010-04-08 Panasonic Electric Works Co Ltd 圧縮成形金型
FR2939130B1 (fr) * 2008-11-28 2011-09-16 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de piece de forme de forme complexe en materiau composite.
FR2940172B1 (fr) 2008-12-18 2011-01-21 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine
FR2941487B1 (fr) * 2009-01-28 2011-03-04 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite a pied renforce
US8105042B2 (en) 2009-04-06 2012-01-31 United Technologies Corporation Intermediate-manufactured composite airfoil and methods for manufacturing
FR2943942B1 (fr) * 2009-04-06 2016-01-29 Snecma PROCESS FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE BLADE OF COMPOSITE MATERIAL
MX2012002615A (es) * 2009-09-04 2012-04-20 Bayer Materialscience Llc AUTOMATED PROCESSES FOR THE PRODUCTION OF POLYURETHANE WIND TURBINE ALABES.
FR2950286B1 (fr) * 2009-09-24 2013-08-09 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
US20110129348A1 (en) * 2009-11-30 2011-06-02 United Technologies Corporation Core driven ply shape composite fan blade and method of making
US8499450B2 (en) * 2010-01-26 2013-08-06 United Technologies Corporation Three-dimensionally woven composite blade with spanwise weft yarns
US20110194941A1 (en) * 2010-02-05 2011-08-11 United Technologies Corporation Co-cured sheath for composite blade
US9222362B2 (en) * 2010-11-05 2015-12-29 Barnes Group Inc. Hybrid metal leading edge part and method for making the same
CN102107486B (zh) * 2010-11-05 2013-06-26 浙江胜华波电器股份有限公司 塑料蜗轮的注塑制造方法及其注塑模具组件
US20120153546A1 (en) 2010-12-21 2012-06-21 Hertel Christopher J Method of debulking a fiber preform
FR2970715B1 (fr) * 2011-01-21 2014-10-17 Snecma MULTI-LAYER FABRIC FIBROUS STRUCTURE HAVING HOLLOW TUBULAR PART, MANUFACTURING METHOD AND COMPOSITE PIECE COMPRISING THE SAME
FR2970943B1 (fr) 2011-01-31 2014-02-28 Eurocopter France Pale et procede de fabrication de ladite pale
FR2971961B1 (fr) * 2011-02-25 2014-06-13 Snecma Procede de fabrication d'une piece metallique
FR2971970B1 (fr) * 2011-02-28 2014-09-19 Snecma Procede de fabrication d'une piece composite avec marquage integre et piece composite ainsi obtenue
AT511885B1 (de) * 2011-08-19 2015-05-15 C6 Gmbh Verfahren zur herstellung eines bauteils aus einem vorimprägnierten verbundmaterial, derart hergestelltes bauteil und legeform
FR2982518B1 (fr) * 2011-11-15 2013-12-20 Snecma DESIGN OF A PIECE OF 3D COMPOSITE MATERIAL
FR2983113B1 (fr) * 2011-11-24 2013-12-20 Snecma PROCESS FOR MANUFACTURING A PIECE OF COMPOSITE MATERIAL, IN PARTICULAR FOR TURBOMACHINE, AND MOLDING ASSEMBLY FOR IMPLEMENTING SUCH A METHOD
WO2013110895A1 (fr) * 2012-01-25 2013-08-01 Snecma Méthode de fabrication d'une pale d'hélice en matériau composite
FR2985939B1 (fr) * 2012-01-25 2014-02-14 Snecma Procede de fabrication d'une pale d'helice a structure composite, comprenant un ajustement de position entre deux parties
US20130224035A1 (en) * 2012-02-29 2013-08-29 United Technologies Corporation Composite airfoil with local tailoring of material properties
FR2989020B1 (fr) * 2012-04-05 2014-12-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece epaisse de turbomachine en materiau composite par injection de resine sous pression
FR2992887B1 (fr) * 2012-07-09 2015-05-01 Snecma Procede de fixation d'un renfort metallique structurel sur une partie d'une aube de turbine a gaz en materiau composite et moule d'injection pour la mise en oeuvre d'un tel procede
FR2993191B1 (fr) * 2012-07-16 2015-01-16 Snecma Procedes et systeme de decoupe
FR2994308B1 (fr) * 2012-08-03 2014-07-25 Snecma Procede de controle non destructif d'une preforme d'aube
FR2994887B1 (fr) * 2012-08-28 2016-04-15 Snecma Dispositif et procede pour la realisation de preformes
FR2994884B1 (fr) * 2012-09-05 2016-09-02 Snecma Dispositif de support d'un renfort pour le collage de ce renfort sur le bord d'attaque d'une aube de turbomachine
US20140112796A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 General Electric Company Composite blade with uni-tape airfoil spars
US9833930B2 (en) * 2012-10-23 2017-12-05 Albany Engineered Composites, Inc. Circumferential stiffeners for composite fancases
JP6367818B2 (ja) * 2012-11-13 2018-08-01 サフラン エアークラフト エンジンズ ターボ機械のモノブロックプリフォーム及びブレード
JP6121740B2 (ja) * 2013-02-13 2017-04-26 株式会社Ihi ファンブレードの製造方法および製造装置
EP2957775B1 (en) 2013-02-13 2017-10-04 IHI Corporation Method and device for manufacturing a turbofan blade
US9739158B2 (en) 2013-03-10 2017-08-22 Rolls-Royce Corporation Attachment feature of a gas turbine engine blade having a curved profile
FR3005280B1 (fr) * 2013-05-06 2015-05-15 Safran TOOLING FOR FASTENING A METAL REINFORCEMENT ON THE EDGE OF A TURBOMACHINE BLADE AND METHOD USING SUCH A TOOL
FR3006927B1 (fr) * 2013-06-18 2015-07-03 Herakles Procede de decoupe laser d'une texture fibreuse en carbure de silicium
FR3008920B1 (fr) * 2013-07-29 2015-12-25 Safran Procede de fabrication d'une aube en materiau composite a bord d'attaque metallique integre pour moteur aeronautique a turbine a gaz
US10487843B2 (en) * 2013-09-09 2019-11-26 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
US10458428B2 (en) * 2013-09-09 2019-10-29 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
WO2015051242A1 (en) 2013-10-04 2015-04-09 Zephyros, Inc. Method and apparatus for adhesion of inserts
CN109454957A (zh) 2013-12-17 2019-03-12 泽菲罗斯公司 一种局部纤维嵌入的载体及其制造方法
GB201318595D0 (en) 2013-10-21 2013-12-04 Zephyros Inc Improvements in or relating to laminates
FR3012064B1 (fr) * 2013-10-23 2016-07-29 Snecma FIBROUS PREFORMS FOR TURBOMACHINE HOLLOW DREAM
FR3014455B1 (fr) * 2013-12-11 2016-01-15 Snecma CUTTING TABLE FOR CUTTING A FIBROUS PREFORM OBTAINED BY THREE-DIMENSIONAL WEAVING AND CUTTING METHOD USING SUCH A TABLE
DE102014100780B4 (de) * 2014-01-23 2017-10-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Montage von Bauteilen
US9945389B2 (en) 2014-05-05 2018-04-17 Horton, Inc. Composite fan
US20150355111A1 (en) * 2014-06-09 2015-12-10 Hexcel Corporation Tracers for use in compression molding of unidirectional discontinuous fiber composite molding compound
FR3022829B1 (fr) * 2014-06-27 2017-02-24 Snecma Ensemble de compactage et procede de fabrication d'une aube composite de turbomachine
JP6372195B2 (ja) * 2014-06-30 2018-08-15 東レ株式会社 プリフォームの製造方法及び繊維強化プラスチックの製造方法
US9796891B2 (en) 2014-08-11 2017-10-24 Zephyros, Inc. Panel edge enclosures
FR3024959B1 (fr) * 2014-08-21 2016-09-09 Snecma PROCESS AND ASSEMBLY FOR MANUFACTURING AUBE COMPOSITE
FR3025248B1 (fr) * 2014-08-27 2019-08-23 Safran Aube de redresseur en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et son procede de fabrication
CN104385619B (zh) * 2014-09-09 2017-07-04 西安航空动力股份有限公司 一种航空发动机复合材料风扇叶片的制造方法
CN104314866A (zh) * 2014-10-14 2015-01-28 荣成复合材料有限公司 一种复合材料风扇叶片
FR3029134B1 (fr) * 2014-12-02 2017-10-06 Snecma METHOD FOR CONTROLLING THE POSITION OF A TURBOMACHINE COMPOSITE BLADE PREFORM IN A MOLD
BR112017019276A2 (pt) 2015-03-10 2018-05-02 Zephyros Inc composite article, composite article manufacturing method, use of composite article, device, device manufacturing method, composite and method
BE1022930A9 (fr) * 2015-04-07 2016-12-14 Techspace Aero Sa PREFORM DRAPING FOR AXIAL TURBOMACHINE COMPRESSOR COMPOSITE BOX
CN106523430B (zh) * 2015-09-11 2019-07-09 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片及其制备方法
EP3405337A1 (en) 2016-01-20 2018-11-28 Zephyros Inc. Thermoplastic epoxy materials with core shell phase
EP3430075A1 (en) 2016-03-15 2019-01-23 Zephyros Inc. Structural reinforcements
CN106194578A (zh) * 2016-08-09 2016-12-07 宁波锦浪新能源科技股份有限公司 风力叶片保护层及其制作工艺
CN206812934U (zh) * 2017-04-10 2017-12-29 上海蔚来汽车有限公司 汽车电镀件和汽车
FR3068640B1 (fr) * 2017-07-07 2019-08-02 Safran Aircraft Engines Procede et outillage de fabrication d'une piece par injection de resine dans une preforme en fibres tissees
US20200164602A1 (en) 2017-08-14 2020-05-28 Zephyros, Inc. Induction Heating of Composite Parts
FR3079445B1 (fr) 2018-03-28 2020-04-24 Safran PROCESS FOR MANUFACTURING A BLADE OF COMPOSITE MATERIAL ON BOARD OF AN ADDED METAL ATTACK FOR GAS TURBINE
CN109263091A (zh) * 2018-08-13 2019-01-25 深圳增强现实技术有限公司 大型玻璃纤维叶片生产模具的状态监控系统及方法
FR3085131B1 (fr) 2018-08-27 2020-11-13 Safran PROCESS FOR SHAPING BY COMPACTING A FIBROUS PREFORM FOR THE MANUFACTURE OF A PART FROM COMPOSITE MATERIAL

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4363602A (en) * 1980-02-27 1982-12-14 General Electric Company Composite air foil and disc assembly
US4590122A (en) * 1980-12-18 1986-05-20 Fiberite Corporation High conductivity graphite material with electrically conductive filaments wrapped around warp and fill elements
JPH02164251A (en) * 1988-12-15 1990-06-25 Matsushita Electric Works Ltd Ac motor
JPH04288344A (en) * 1991-03-18 1992-10-13 Sanyo Chem Ind Ltd Protective film and member having protective layer
US5279892A (en) * 1992-06-26 1994-01-18 General Electric Company Composite airfoil with woven insert
FR2732406B1 (fr) * 1995-03-29 1997-08-29 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite
CA2176416C (en) * 1995-05-18 1999-07-06 Bruce Norman Greve Reinforced thermoplastic molding technique method and apparatus
FR2740379B1 (fr) * 1995-10-30 1998-01-02 Eurocopter France Procede de fabrication d'une pale en materiau composite pour rotor d'helicoptere, et pale pouvant etre obtenue par un tel procede
FR2740380B1 (fr) * 1995-10-30 1998-01-02 Eurocopter France Procede de fabrication d'une pale a pas variable en materiau composite pour rotor d'helicoptere
FR2745589B1 (fr) * 1996-02-29 1998-04-30 Snecma Piece hybride a haut rapport resistance-masse et procede de realisation
GB9709166D0 (en) * 1997-05-06 1997-06-25 Cytec Ind Inc Preforms for moulding process and resins therefor
JP2000110046A (ja) * 1998-09-30 2000-04-18 Toho Rayon Co Ltd Weave
JP4254158B2 (ja) * 2001-08-20 2009-04-15 東レ株式会社 炭素繊維基材の製造方法、プリフォームの製造方法および複合材料の製造方法
JP2003127157A (ja) * 2001-10-18 2003-05-08 Toray Ind Inc Rtm法によるfrp構造体の製造方法及びfrp構造体
DE10334342A1 (de) * 2003-07-29 2005-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Fiber scrim and method of making the same
FR2861143B1 (fr) * 2003-10-20 2006-01-21 Snecma Moteurs TURBOMACHINE BLADE, IN PARTICULAR BLADE OF BLOWER AND METHOD OF MANUFACTURING THE SAME

Also Published As

Publication number Publication date
CA2564482A1 (fr) 2007-04-21
CA2564482C (fr) 2013-12-10
JP2007112132A (ja) 2007-05-10
US7581932B2 (en) 2009-09-01
FR2892339A1 (fr) 2007-04-27
IL178754D0 (en) 2007-02-11
RU2006137222A (ru) 2008-05-10
EP1777063A1 (fr) 2007-04-25
FR2892339B1 (fr) 2009-08-21
CN1951664A (zh) 2007-04-25
ES2389732T3 (es) 2012-10-31
IL178754A (en) 2011-09-27
ZA200608783B (en) 2007-07-25
UA95597C2 (uk) 2011-08-25
EP1777063B1 (fr) 2012-07-04
US20070092379A1 (en) 2007-04-26
CN1951664B (zh) 2011-04-06
RU2413590C2 (ru) 2011-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2768658B1 (en) High pressure molding of composite parts
CN102666277B (zh) 航空器螺旋桨叶片以及叶片的制造方法
JP5519905B2 (ja) 小さくて複雑な特徴部を有するcmc物品
US9073270B2 (en) Method of manufacturing a wind turbine blade by embedding a layer of pre-cured fibre reinforced resin
US8475895B2 (en) Articles comprising composite structures having mounting flanges
US8403624B2 (en) Composite containment casings having an integral fragment catcher
US7241112B2 (en) Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
ES2596505T3 (es) Procedimiento para la fabricación de un elemento de PRF grande
JP5474958B2 (ja) 3d複合ブロワ用静翼
EP2516107B1 (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
CA2422827C (en) Multi-component hybrid turbine blade
DK176335B1 (da) Fremgangsmåde til fremstilling af vindmöllevinger
EP2146897B1 (en) Fan casing made from composite materials having toughened and untoughened regions
JP5974111B2 (ja) ガスタービンファン用の複合収納ケースおよびその製造方法
US3487879A (en) Blades,suitable for propellers,compressors,fans and the like
JP5427381B2 (ja) 複合材ブレード用の振動減衰デバイス
US5137071A (en) Apparatus for forming a composite structure
JP5542359B2 (ja) 複合材料から形成された製品
KR101786342B1 (ko) 멀티박스 날개 보 및 표면
JP5588103B2 (ja) ほぼ円筒形の複合材物品及びファンケーシング
CN102588333B (zh) 纤维增强的Al‑Li压缩机翼型件及制造方法
EP2327538B1 (en) Method of making composite fan blade
JP4666719B2 (ja) 選択的にたわみ得るあて板
DE60303484T2 (de) Herstellungsverfahren von co-gehärteten Strukturen durch Transferspritzen von Kunstharz
US8877116B2 (en) Method of manufacturing a wind turbine blade shell part comprising a magnetisable material

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20091002

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20120131

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20120207

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20120501

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20120508

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120801

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120904

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120910

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5087255

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150914

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250