JP5913303B2 - 一体型複合けたを有するブレード - Google Patents

一体型複合けたを有するブレード Download PDF

Info

Publication number
JP5913303B2
JP5913303B2 JP2013517445A JP2013517445A JP5913303B2 JP 5913303 B2 JP5913303 B2 JP 5913303B2 JP 2013517445 A JP2013517445 A JP 2013517445A JP 2013517445 A JP2013517445 A JP 2013517445A JP 5913303 B2 JP5913303 B2 JP 5913303B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
preform
fiber
stringer
blade
fiber preform
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.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2013517445A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2013533158A (ja
Inventor
フアーブル，アドリアン
オルヌ，ニコラ
マルサル，ダビド
ペロラ，ジヤン−マルク
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of JP2013533158A publication Critical patent/JP2013533158A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5913303B2 publication Critical patent/JP5913303B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • 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
    • B29C70/003—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised by the matrix material, e.g. material composition or physical properties
    • B29C70/0035—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised by the matrix material, e.g. material composition or physical properties comprising two or more matrix materials
    • 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
    • B29C70/08—Fibrous reinforcements only comprising combinations of different forms of fibrous reinforcements incorporated in matrix material, forming one or more layers, and with or without non-reinforced layers
    • 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
    • B29C70/222—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 shaped to form a three dimensional configuration
    • 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
    • B29C70/24—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 three directions forming a three dimensional structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/26—Fabricated blades
    • D—TEXTILES; PAPER
    • D03—WEAVING
    • D03D—WOVEN FABRICS; METHODS OF WEAVING; LOOMS
    • D03D25/00—Woven fabrics not otherwise provided for
    • D03D25/005—Three-dimensional woven fabrics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
    • 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
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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
    • F05D2300/702—Reinforcement
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

本発明は、ターボプロップのファンに使用されるブレード、または航空機用プロペラ翼を形成するように設計されるブレードの分野に関する。
これらのブレードは、一般に、金属材料製である。金属材料製のブレードが優れた機械抵抗を有する場合、比較的質量が大きいという不利点がある。
より軽量なブレードを製造するために、ブレードを複合材料製にする、つまり、樹脂マトリックスによって緻密化された繊維強化材からブレードの少なくとも一部を製造することによりブレードを製造することが周知である。
一般に使用される技術は、コアの周囲の外板または金属製の縦通材を形成する段階、さらに一方向性の予め含浸させた折り部または層を縦通材上に積み重ねること（ドレーピング）により支柱とブレード足部とを一体化する段階、次いで、全体が連続折り部をさまざまな方向に向けてモールド内に配置された後に、オートクレーブにより圧密され重合される段階から成る。この技術に従って製造されるプロペラブレードの一実施形態の一例が、特に、米国特許第６６６６６５１号明細書に記載されている。
このタイプのブレードの構造は、２つのサブ構造体に分かれる、具体的には、内弧面および外弧面の下の第１の数ミリメートルの材料厚さに相当する外板と、基本的には縦通材、支柱、およびブレード足部から成る残りの構造体とに分かれる。ほとんどの場合、外板は、ブレードの空気力学的挙動と空力弾性挙動のみを確保するものであるが、残りの構造体は、ブレードの構造的挙動（衝撃、過速度などに対する耐性）を確保するものである。
しかしながら、このタイプの構造は、複合材料製の外板と残りの構造体との間に応力の集中や不規則な変形が生じることで、外板に加わる力を、ブレードの構造的挙動を確保するために残りの構造体に均一に伝達することができなくなるという点においては最適ではない。したがって、この場合、ブレードの脆弱ゾーンの形成を防ぐことは非常に難しく、ひいては信頼性のある機械的挙動を得ることは非常に難しい。
特に、複合材ブレードの耐衝撃性を向上させて剥離のリスクを低減するために、欧州特許第１５２６２８５号明細書に記載されるように、ブレードは、繊維プリフォームの三次元製織と、有機マトリックスによるプリフォームの緻密化とによって製造されている。このプロセスにより、非常に高い機械抵抗を有するブレードが製造される。しかし、この技術によれば、ブレードの構造体全体、特に、外板と残りの構造体（縦通材、支柱、および足部）は、連続製織された１つの同じ繊維強化材から作られるが、変形形態として製造されるブレードの部分に応じて表面を強化して作られる。
このタイプの製造では、構造的に外板を残りのブレードの構造体から分離することができないので、例えば冷却用ダクト、除氷要素を組み込む、および／またはブレードの総質量を軽くするための低密度材料を挿入するための、ブレード内部に設けられるべき容量が小さくなってしまう。
米国特許第６６６６６５１号明細書 欧州特許第１５２６２８５号明細書 国際公開第２００６／１３６７５５号
少なくとも２つの部分に分解することができると同時に、信頼性のある機械的挙動を示す構造のブレードを設置することが好ましい。
本発明によれば、
空気力学的プロファイルを有する構造体であって、マトリックスによって緻密化された繊維強化材の、三次元製織によって作製された２つの対向する外板を備える構造体と、
三次元製織によって作製され、マトリックスによって緻密化された繊維強化材を備える縦通材であって、前記空気力学的プロファイルを有する構造体の外側に延在し、翼を回転させる駆動ハブに接続されるように設計された第１の部分と、空気力学的プロファイルを有する前記構造体の内部で２つの外板の間に配置される第２の部分とを備える縦通材とを備え、
前記縦通材の第２の部分は、主に、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の厚さと実質的に同じ厚さを有し、
縦通材の第２の部分の繊維強化材は、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の強化材の織物表面と同じ織物表面（ａｒｍｏｕｒ）を有するブレードが提案される。
本発明のブレードは、外板をブレードの残りの部分、具体的には、少なくとも縦通材から分離させると同時に、これらの要素間で確実に力を均一に伝達することができる構造を有する。
実際に、縦通材は空気力学的プロファイルを有する構造体の外板と同じ表面を有する三次元の繊維強化材を備え、第２の部分の外板、特に、支柱およびブレード足部の上方に位置する上部の外板と同じ厚さを有するので、応力の集中または変形が生じることなく、空気力学的プロファイルを有する構造体と縦通材との間で効果的に均一に力を伝達することができる。このようにして、縦通材は、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の動きに対して、これらの動きを妨害することなく、すなわち、過度の応力を生じさせることなく、追従することができるが、これは、外板の構造と異なる構造の縦通材または外板の補強材と異なる補強材を有する材料で作られた縦通材では不可能なことである。外板および縦通材の第２の部分に共通したブレードの部分では、外板と縦通材とは同じ剛性を有する。
本発明の一態様によれば、縦通材の第１の部分は、徐々に厚さを増しながら、縦通材の第２の部分の下に延在する。したがって、縦通材の第１の部分の厚さは、縦通材の第２の部分との接合部から、ブレード足部を備える自由端部まで徐々に増加する。外板の外側の縦通材の厚さが増加することにより、ブレード足部の高さでブレードに加わる力を外板が吸収することができる。
本発明の別の態様によれば、外板の厚さと縦通材の第２の部分の厚さとの差は、４０％未満である。
本発明の一実施形態によれば、縦通材の第２の部分は、２つの対称部分を備え、一方は、空気力学的プロファイルを有する構造体の２つの外板のうちの１つに対向して配置され、他方は、他の外板に対向して配置され、それぞれの対称部分は、空気力学的プロファイルを有する構造体に近接して外板の厚さと実質的に同じ厚さを有する。
縦通材の第２の部分を分割することで、縦通材の残りの部分に比べて薄い厚さの外板を形成する一体型の「ダブルスキン」タイプのトポロジが得られ、その結果、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の厚さに最も近づけることができる。
本発明の一態様によれば、さらに、硬質の多孔性材料製の成形片が、縦通材の第２の部分の２つの対称部分の間に配置され、これによりブレード全体の質量の形成および軽量化が容易になる。
別の実施形態によれば、縦通材の第２の部分は、中央凹部によって互いに離間されるとともに、それぞれが空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の厚さと実質的に同じ厚さを有する２つの脚部を備える。
上述した「ダブルスキン」トロポジでは、縦通材の第２の部分は、基本的に一体型でないトポロジであり、この第２の部分は、過度の応力を生じることなく、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の動きに追従する２つの脚部に分割される。
硬質の多孔性材料製の成形片が、ブレード全体の質量の形成および軽量化を容易にするために、中央凹部に配置される。
本発明のブレードは、ターボプロップに、例えば、ファンブレードとして組み込まれるように、または航空機プロペラブレードを形成するように設計される。
本発明は、さらに、少なくとも、
空気力学的プロファイルを有する構造体の第１の繊維プリフォームであって、それらの間に内部空間を画定する２つの外板を備える第１の繊維プリフォームを糸の三次元製織によって作製するステップと、
縦通材の第２の繊維プリフォームであって、第１の部分と第２の部分を備え、第２の部分が第１のプリフォームの外板の厚さと実質的に同じ厚さ、および前記外板の表面と同じ表面を有する第２の繊維プリフォームを糸の三次元製織によって作製するステップと、
空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームを作製するための第１の繊維プリフォームを形成するステップであって、第２のプリフォームの第２の部分を第１の繊維プリフォームの２つの外板間の内部空間に配置することを含むステップと、
第１のプリフォームと第２のプリフォームとをマトリックスによって緻密化して、空気力学的プロファイルを有する構造体と縦通材とを備え、それぞれがマトリックスによって緻密化された繊維強化材を有するブレードを作製するステップと
を含む、ブレードの製造プロセスを規定する。
本発明のプロセスの一実施形態によれば、縦通材の第２の繊維プリフォームの製造時に、前記第２の繊維プリフォームの第２の部分は、前記第２の部分の厚さ方向に２つの対称部分に分割され、各々の対称部分は、第１の繊維プリフォームの作製時に対向するように設計された第１の繊維プリフォームの外板の厚さと実質的に同じ厚さを有する。
この場合、第１の繊維プリフォームの作製時に、硬質の多孔性材料製の少なくとも１つの成形片が前記第２の部分の２つの対称部分間に配置される。
本発明の別の実施形態によれば、縦通材の第２の繊維プリフォームの作製時に、前記第２の繊維プリフォームの第２の部分に中央凹部が形成され、前記凹部は中央凹部によって互いに離間される２つの部分を画定し、２つの部分の各々は空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の厚さと実質的に同じ厚さを有する。
この場合、第１の繊維プリフォームの作製時に、硬質の多孔性材料製の少なくとも１つの成形片が中央凹部に配置される。
本発明の一態様によれば、第２の繊維プリフォームの第１の部分はさらに、第２のプリフォームの第２の部分に向かって徐々に薄くなる、一部が延びた肥厚部を備え、前記肥厚部と徐々に厚さが減少する部分とは、緻密化した後に、それぞれ足部とブレード支柱を形成する。
縦通材および外板の繊維強化材は、同じ種類または異なる種類の繊維を使用して作られる。緻密化に使用されるマトリックスも同様に、縦通材および外板の繊維強化材は、同じ種類または異なる種類のマトリックスを使用して作られる。
本発明の別の目的は、本発明によるブレードまたはプロペラブレードを備えたターボプロップである。
本発明のさらに別の目的は、本発明による少なくとも１つのターボプロップを備えた航空機である。
本発明の他の特徴および利点は、非限定的な例として、添付図面に参照しながら、本発明の特定の実施形態についての以下の記述から明らかになるであろう。
本発明の一実施形態による航空機プロペラブレードの斜視図である。 本発明による複数のプロペラ羽根を備えたターボプロップの斜視図である。 図１のプロペラブレードの空気力学的プロファイルを有する構造体を製造するための繊維プリフォームの３Ｄ製織を示す概略図である。 図１のプリフォームを作製する１組の糸層の拡大部分断面図である。 図１のプリフォームを作製する１組の糸層の拡大部分断面図である。 図１のプロペラブレードの縦通材を製造するための繊維プリフォームの３Ｄ製織を示す概略図である。 図１のプロペラブレードの製造を示す分解図である。 羽根足部に対応する繊維プリフォームの部分の横糸の配置例を示す断面図である。 図１のプロペラブレードの断面図である。 図１のプロペラブレードの断面図である。 本発明の別の実施形態による航空機プロペラブレードの斜視図である。 図１０のプロペラブレードの縦通材を製造するための繊維プリフォームの３Ｄ製織を示す概略図である。 図１０のプロペラブレードの製造を示す分解図である。 図１０のプロペラブレードの断面図である。 図１０のプロペラブレードの断面図である。 本発明の別の実施形態による航空機プロペラブレードの斜視図である。 図１５のプロペラブレードの空気力学的プロファイルを有する構造体を製造するための繊維プリフォームの３Ｄ製織を示す概略図である。 図１５のプロペラブレードの縦通材を製造するための繊維プリフォームの３Ｄ製織を示す概略図である。 図１５のプロペラブレードの製造を示す分解図である。 図１５のプロペラブレードの断面図である。 図１５のプロペラブレードの断面図である。
本発明は、一般に、飛行機またはヘリコプタなどの航空機エンジンに使用されるファンブレードまたはプロペラ羽根などの異なるタイプのブレードに適用する。本発明は、有利には、大型のプロペラ羽根であって、その大きさから、羽根の機械的挙動および航空機エンジンの全質量に大きな影響を与える恐れのあるかなりの質量を有するプロペラ羽根に適用するが、これに限定されない。
図１は、飛行機のターボプロップに取り付けられるように設計されたプロペラブレード１０を示す図であり、プロペラブレード１０は、周知のように、羽根の空気力学的部分を形成するように設計された空気力学的プロファイルを有する構造体２０と、例えば、球状断面を有するより厚みのある部分で形成され、支柱３４が延びた足部３３とを備える。断面で見ると、空気力学的プロファイルを有する構造体２０は、前縁２０ａと後縁２０ｂとの間で厚さが変化する曲線プロファイルを有する。本発明によれば、プロペラブレード１０は、空気力学的プロファイルを有する構造体２０の外側に延在して足部３３と支柱３４とを備える第１の部分３１と、空気力学的プロファイルを有する構造体２０の内側に配置される第２の部分３２とを備える縦通材３０を備える。
図２に示されるように、羽根１０は、ロータ５１の周囲に形成されたハウジング（図２には示さず）内に嵌合される足部３３によって、ターボプロップ５０のロータ５１に取り付けられる。
図３は、羽根の空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームを形成するように設計された繊維プリフォーム１００の高度な概略図である。
図３に概略的に示されるように、繊維プリフォーム１００は、周知のようにジャカード式の織機を使用して、縦糸１０１またはストランドの束が数百本の糸から成る複数の層それぞれに配置され、縦糸が横糸１０２によって結合される三次元（３Ｄ）製織によって作製される。
図示されている例では、３Ｄ製織は、「インターロック」式の表面織りである。「インターロック」織りは、この場合、織物表面のことであり、横糸のそれぞれの層が複数の層の縦糸を表面上で同じ動きを有する同じ横列の全ての糸と結合したものである。
他の周知のタイプの三次元製織は、特に、国際公開第２００６／１３６７５５号に記載されているタイプであり、この内容を参照によって本願明細書に組み込んだものが使用される。
本発明による繊維プリフォームは、炭化ケイ素などの炭素繊維またはセラミック繊維の糸で製織される。
厚さと幅が変化する繊維プリフォームを製織する時に、いくつかの数の縦糸が織られないことにより、プリフォーム１００の連続的に変化する好ましい輪郭および厚さを形成することができる。特に、前縁を形成する第１の縁部とそれより薄い厚さの後縁を形成する第２の縁部との間でプリフォームの厚さを変えることができる革新的な３Ｄ製織の一例は、その特許の内容を参照によって本明細書に組み込まれる欧州特許第１５２６２８５号明細書に記載されている。
製織時に、分離部１０３（図３）は、繊維プリフォーム内部の縦糸の２つの連続層間で、分離ゾーン１０４（図６）に形成される。分離ゾーン１０４は、空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームの形成を考慮して、縦通材、および随意により１つまたは複数の成形片を繊維プリフォーム１００内部に挿入するためのキャビティ１０４ａを形成する。
プリフォーム１００の３Ｄインターロック式表面織りの形態が、図４Ａと図４Ｂに概略的に示されている。図４Ａは、分離部のないプリフォーム１００の一部、すなわち、分離ゾーン１０４の外側に位置するプリフォームのゾーンの２つの連続する縦糸断面の部分拡大図であり、図４Ｂは、分離ゾーン１０４を形成する分離部１０３を有するプリフォーム１００の一部の２つの連続する縦糸断面を示している。
この例では、プリフォーム１００は、Ｘ方向に延びた６層の縦糸１０１を備える。図４Ａでは、６層の縦糸は、横糸Ｔ１〜Ｔ５によって結合される。図４Ｂでは、糸層の組１０５を形成する３層の縦糸１０１は、２本の横糸Ｔ１およびＴ２によって結合され、同様にして、糸層の組１０６を形成する３層の縦糸は、２本の横糸Ｔ４およびＴ５によって結合される。言い換えれば、横糸Ｔ１およびＴ２が糸層１０６まで延びず、横糸Ｔ４およびＴ５が糸層１０５まで延びないことにより、縦糸層の組１０５と縦糸層の組１０６を互いに分離する分離部１０３を確実にすることができる。
織りの終わりに（図３）、縦糸と横糸は、例えば、加圧ウォータージェットを使用して製織体の範囲を切断されて、３Ｄ製織によって作製された、適合させる前の状態の図６に示されるプリフォーム１００が取り出される。製織時に形成される分離ゾーン１０４は、別個に織られてプリフォーム１００内部のキャビティ１０４ａを画定する２つの部分１１０、１１１を形成する。２つの部分１１０、１１１は、空気力学的構造体２０の外板２１、２２を形成するように設計される。キャビティ１０４ａは、プリフォーム１００の下縁１００ｃおよび後方縁１００ｂで開口している。プリフォーム１００の後方縁１００ｂは、空気力学的プロファイルを有する構造体２０の後縁２０ｂ（図１）を形成するように設計された部分に対応する。
２つの部分１１０、１１１を接続し、プロペラブレードの空気力学的プリフォームを有する構造体の前縁２０ａを形成する繊維プリフォーム１００の前方縁１００ａは、分離部を備えない。前方縁１００ａの位置で２つの部分１１０、１１１が連続的に製織することにより接続されると共に、プロペラブレードの空気力学的プロファイルを有する構造体は、可能性のある衝撃に対する耐衝撃性を強化するために、さらに前縁の位置に繊維強化材を備える。
図５は、プロペラブレードの縦通材の繊維プリフォームを形成するように設計された繊維プリフォーム２００の高度な概略図である。
上述した繊維プリフォーム１００と同様に、図５に概略的に示されるように、繊維プリフォーム２００は、周知のようにジャカード式の織機で、縦糸２０１またはストランドの束が数百本の糸から成る複数の層それぞれに配置され、縦糸が横糸２０２によって結合される三次元製織によって作製される。
繊維プリフォーム２００は、第１の部分２１０と第２の部分２２０とを備える。第１の部分２１０は、プロペラブレード１０の足部３１０と支柱３１１（図１）とをそれぞれ形成するように設計された肥厚部２１１と徐々に厚さが減少する部分２１２とを備える。支柱３１１は、縦通材３０の第２の部分３２を形成するように設計された第２の部分２２０が延在したものである。
縦通材３０の繊維プリフォーム２００の製織時に、肥厚部２１１は、例えば、図７に示されるように、より太い横糸と追加の横糸の層を使用することによって作製され得る。
図７では、横糸の数は、この例では、プロペラブレードの支柱に対応する繊維プリフォーム片の一部２１２と、羽根の足部に対応するプリフォーム片の肥厚部２１１との間で４本から７本に変化している。さらに、異なる（徐々に太くなる）太さの横糸ｔ１、ｔ’１、ｔ’’１が使用される。変形形態または補足として、縦糸の織り方（横糸方向の単位長さ当たりの糸数）は変えてもよい。
変形形態の製造方法によれば、肥厚部２１１は、縦通材の繊維プリフォーム片の製織時に、インサートを挿入することによって作製され得る。このインサートは、特に、チタン製または、梁の複合材料のマトリックスと同じ材料にすることができる。
第２の部分２２０は、徐々に薄くなる部分２１２が延在したもので、実質的に平面状である。
本発明によれば、繊維プリフォーム２００は、繊維プリフォーム１００の２つの外板１１０、１１１間に配置されるように設計された少なくとも第２の部分２２０に、２つの外板１１０、１１１と同じ織物構造を有するように織られる。より詳細には、プリフォーム２００は、外板１１０、１１１を織るのに使用されるのと同じ表面に沿って、同じ縦糸と横糸の配向で織られる。
例えば、繊維プリフォーム１００が「インターロック」式表面織りに沿って織られる場合、繊維プリフォーム２００も同様に、２つのプリフォーム１００と２００の同じ縦糸の層を結合するために同じ横糸の層を使用して、この同じ「インターロック」式表面織りに沿って織られる。
さらに、第２の部分２２０は、主要部分が外板１１０、１１１の厚さと実質的に同じ厚さを有する。
織りの終わりに（図３）、縦糸と横糸は、例えば、加圧ウォータージェットを使用して、製織体の範囲を切断され、３Ｄ製織によって得られた図６に示されるプリフォーム２００が取り出される。
図６では、空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームに繊維プリフォーム１００を適合させることは、第２の部分２２０と、この場合、２つの相補的要素１４１、１４２を備える硬質材料製の成形片１４０とをキャビティ１０４ａに挿入することによって行われる。プロペラブレードの空気力学的プロファイルを有する構造体の全質量を大幅に増加させずにプリフォーム１００を適合させるために、成形片１４０は、硬質の多孔性材料、つまり、低密度の材料で作られる。成形片、または、より詳細には、ここで説明される例では、要素１４１、１４２は、材料ブロックを成形することによって、または機械加工することによって作られる。成形片１４０は、第２の部分２２０が繊維プリフォーム１００を形成するための形状および／または十分な容積を有さない場合に使用される。
繊維プリフォーム２００の第２の部分２２０と要素１４１、１４２とがキャビティ１０４ａ内に入れられた時点で、作製された繊維プリフォームの緻密化が行われる。プリフォームの後方縁１００ｂは、緻密化の前に縫製によって閉じられるのが好ましい。
繊維プリフォームの緻密化は、一回の作業で行われる、すなわち、繊維プリフォーム１００、２００が組み合わされた時点で、一緒に緻密化される。この場合、繊維プリフォーム１００、２００は、同じマトリックスを使用して緻密化される。
本発明の製造方法の変形形態によれば、繊維プリフォーム２００は、第１のマトリックスのみを使用して緻密化されて、次いで、上述したように繊維プリフォーム１００のキャビティ１０４ａに挿入され、繊維プリフォーム１００は、第２のマトリックスを使用して緻密化されるが、第２のマトリックスは第１のマトリックスとは異なる種類にすることができる。また、第１および第２の繊維プリフォーム１００は、同じ種類の繊維または異なる種類の繊維を含む糸で作製されてもよい。
繊維プリフォームの緻密化は、マトリックスを構成する材料によって、プリフォームの容積の一部または全てにおいて、プリフォームの孔を充填するステップから成る。
空気力学的プロファイルを有する構造体を構成する複合材料のマトリックスは、それ自体周知であるように、液体プロセスによって形成することができる。
液体プロセスは、マトリックスの材料の有機前駆体を含む液体混合物でプリフォームを含浸するステップから成る。有機前駆体は、通常は、随意により溶媒中で希釈された樹脂などのポリマー状である。プリフォームは、最終成形片の形のハウジングでしっかりと閉じられたモールド内に配置され、特に、空気力学的プロファイルを有する構造体の最終的な形状に対応するねじれた形状を有することができるようになる。次に、モールドは再び閉じられて、液体マトリックス前駆体（例えば、樹脂）がハウジング全体に注入されてプリフォームの繊維部分全体が含浸される。
前駆体を有機マトリックスに変換すること、具体的には重合は、溶媒の除去およびポリマーの網状化の後に、熱処理によって、一般に、モールドを加熱することによって行われるが、プリフォームはまだ空気力学的プロファイルを有する構造体の形状に対応する形状を有するモールド内に保持されている。有機マトリックスは、特に、ＣＹＴＥＣ社製ＰＲ５２０として市販の高性能エポキシ樹脂などのエポキシ樹脂、または炭素マトリックスもしくはセラミックのマトリックスの液体前駆体で形成され得る。
炭素マトリックスまたはセラミックマトリックスを形成する場合、熱処理は、使用される有機前駆体および熱分解条件に応じて、有機前駆体を熱分解して有機マトリックスを炭素マトリックスまたはセラミックマトリックスに変換するステップから成る。例えば、炭素の液体前駆体は、比較的高いコークス比を有する樹脂、例えば、フェノール樹脂とすることができるが、セラミック液体前駆体、特に、ＳｉＣは、ポリカルボシランタイプ（ＰＣＳ）またはポリチタノカルボシラン（ＰＴＣＳ）またはポリシラザン（ＰＳＺ）の樹脂とすることができる。含浸から熱処理までの複数の連続サイクルが終わった後に、好ましい程度の緻密化が達成される。
本発明の一態様によれば、繊維プリフォームの緻密化は、ＲＴＭ（「レジントランスファーモールディング）として周知のトランスファー成形の周知のプロセスによって行われもよい。ＲＴＭプロセスによれば、繊維プリフォーム１００、２００は、繊維プリフォーム２００の第２の部分２２０と要素１４１、１４２とが上述したようにプリフォーム１００内に配置された状態で、空気力学的プロファイルを有する構造体の外形を有するモールド内に配置される。製造される空気力学的プロファイルを有する構造体の形状に対応する形状を有する第２の部分２２０と要素１４１、１４２とは、有利には、補助モールドの役割を果たす。熱硬化性樹脂が、硬質材料製の成形片とモールドとの間の内部空間で、繊維プリフォームを含む内部空間に注入される。一般に、樹脂によるプリフォームの含浸を制御して最適化するために、樹脂が注入される部位と樹脂排出口との間の内部空間に圧力勾配が設けられる。
使用される樹脂は、例えば、エポキシ樹脂とすることができる。ＲＴＭ処理に適する樹脂は周知である。この樹脂は、繊維に注入しやすくするために低粘性であるのが好ましい。樹脂の温度等級および／または化学的性質の選択は、成形片が受ける熱機械応力に応じて決定される。樹脂が強化材全体に注入された時点で、ＲＴＭプロセスに従って熱処理によって重合が行われる。
注入と重合が行われた後、成形片がモールドから外される。最後に、成形片は、余分な樹脂を除去するためにひっくり返されて、面取り加工される。成形片は成形された時点で必要な定格を満たすので、他の機械加工は必要でない。
成形片１４０を構成する要素１４１、１４２を作製するのに使用される硬質の多孔性材料は、好ましくは、樹脂が浸透するのを防いで、繊維プリフォームの緻密化後も低密度を維持できるように、閉じたセルを有する材料である。
空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームの緻密化後に、図１に示されるように、複合材料（マトリックスによって緻密化された繊維強化材）製の空気力学的プロファイルを有する構造体２０と、縦通材３０と、硬質の多孔性材料製の成形片１４０とを備えるプロペラブレード１０が得られる。
本発明によれば、図８および図９に示されるように、縦通材３０の第２の部分３２は、すなわち、第１の部分３１と第２の部分３２に共通の移行ゾーン３１２を超えた部分は、主に、これらの２つの部分間で厚さを徐々に薄くするために、空気力学的プロファイルを有する構造体２０の外板ｅ２１、ｅ２２のそれぞれの厚さｅ２１、ｅ２２と実質的に同じ厚さｅ３２を有する。
より詳細には、ここで説明される実施形態では、外板２１、２２は、ブレード先端の厚さが縦通材の厚さよりわずかにしか増加しないように、ブレードの下部（第１の部分３１の高さにある）とブレード先端との間で徐々に厚くなる厚さｅ２１またはｅ２２を有する。反対に、縦通材３０の第２の部分３２は、ブレードの基部（すなわち、ブレード足部）において縦通材により力が十分に吸収されるように、ブレード先端と移行ゾーン３１２との間で増加する厚さｅ３２を有する。
本発明によれば、外板２１、２２の厚さｅ２１、ｅ２２と、縦通材の第２の部分３２の厚さｅ３２との厚さの差は、４０％以下である。
さらに、縦通材の第２の部分３２の繊維強化材と、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板２１、２２の繊維強化材とは、同じ織物構造、特に、同じ種類および表面の配向を有する。
図１０は、本発明による航空機プロペラブレード４０の別の実施形態を示す図であり、縦通材６０が、空気力学的プロファイルを有する構造体５０の内部に配置されるように設計された第２の部分６２に、「ダブルスキン」タイプの構造を備えるという点で、図１〜図９に関して説明した形態とは異なる。
より詳細には、図１１に示されるように、縦通材６０は、上述の方法で作製された縦糸６０１と横糸６０２との三次元製織によって得られた繊維プリフォーム６００から作製される。
繊維プリフォーム６００は、第１の部分６１０と第２の部分６２０とを備え、第１の部分６１０は、それぞれプロペラブレード４０の足部６３と支柱６４（図１０）とを形成するように設計された、肥厚部６１１と徐々に厚さが減少する部分６１２とを備える。第１の部分６１０は、縦通材６０の第２の部分６２を形成するように設計された第２の部分６２０が延在したものである。肥厚部６１１は、図７に関して上述したように、横糸の太さおよび横糸の余分の層の数を利用して、または縦通材の繊維プリフォーム片の製織時にインサートを挿入して形成される。
第２の部分６２０は、互いに離間した２つの外板を形成する２つの対称部分６２１、６２２に分割される。このためには、プリフォーム６００の製織時に、繊維プリフォーム内部の縦糸の複数の連続層間に分離部６２３が形成される（図１１）。分離ゾーンは、２つの対称部分６２１、６２２間に、分離空間６２４ａを形成する（図１２）。分離部６２３の範囲および対称部分６２１、６２２間の空間６２４ａを形成する厚さは、この場合、例えば、図４Ｂに関して上述したようなインターロック表面の３Ｄ製織の横糸が横切らない縦糸の層の数によって決まる。
織りの終わりに（図１１）、縦糸と横糸は、例えば、加圧ウォータージェットを使用して製織体の範囲を切断されて、３Ｄ製織によって得られた図１２に示されるプリフォーム６００が取り出される。
図１２は、空気力学的プロファイルを有する構造体５０の繊維強化材を構成するように設計された繊維プリフォーム５００を示す図である。繊維プリフォームは、上述した図３に示された方法と同じ方法で３Ｄ製織によって作製される。繊維プリフォーム５００は、プリフォーム１００に関して上述したように、製織時に分離部５０４を形成することによって生じたキャビティ５０４ａを備え、このキャビティは、別々に織られて、空気力学的プロファイルの構造体５０の外板５１、５２を形成するように設計された２つの部分５１０、５１１を画定する。プリフォーム５００の後方縁５００ｂは、空気力学的プロファイルを有する構造体５０の後縁５０ｂ（図１０）を形成するように設計された部分に対応する。２つの部分５１０、５１１を接続し、プロペラブレードの空気力学的プロファイルを有する構造体の前縁５０ａを形成する、繊維プリフォーム１００の前方縁５００ａは、可能性のある衝撃に対する耐衝撃性を強化するための分離部を備えない。
本発明によれば、プリフォーム６００は、特に、２つの対称部分６２１、６２２は、２つの部分５１０、５１１と同じ織物構造を有する、具体的には、部分５１０、５１１を織るのに使用されるのと同じ表面および縦糸と横糸の配向を有する。
さらに、２つの対称部分６２１、６２２は、部分５１０、５１１と実質的に同じ厚さを有する。
織りの終わりに（図１１）、縦糸と横糸は、例えば、加圧ウォータージェットを使用して、製織体の範囲を切断されて、例えば３Ｄ製織によって得られた図１２に示されるプリフォーム６００が取り出される。
図１２では、空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームに繊維プリフォーム５００を適合させるのは、プリフォーム６００の第２の部分６２０と、この場合、硬質の多孔性材料製、すなわち、低密度の材料製の３つの相補的要素５４１、５４２および５４３で構成される硬質材料製の成形片５４０とをキャビティ５０４ａに挿入することにより行われる。成形片、または、より詳細には、ここで説明される例では、要素５４１〜５４３は、材料ブロックを成形することによって、または機械加工することによって作られ得る。
繊維プリフォーム６００の第２の部分６２０と要素５４１、５４２および５４３とがキャビティ５０４ａ内に入れられると、上述したように、ＲＴＭプロセスまたは他のプロセスによって空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームの緻密化が行われる。プリフォームの後方縁５００ｂは、緻密化の前に縫製によって閉じられるのが好ましい。
空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームの緻密化後に、図１０に示されるように、複合材料（マトリックスによって緻密化された繊維強化材）製の空気力学的プロファイルを有する構造体５０と、縦通材６０と、硬質の多孔性材料製の成形片５４０とを備えるプロペラブレード４０が得られる。
本発明によれば、図１０、図１３、および図１４に示されるように、縦通材６０の第２の部分６２は、主要部分に、すなわち、第１の部分６１と第２の部分６２との間の共通の移行ゾーン６１２を超えた部分に、緻密化されたプリフォーム６００の２つの対称部分６２１、６２２によって形成される２つの対称壁６６、６７であって、空気力学的プロファイルを有する構造体５０の外板５１または５２の厚さｅ５１または厚さｅ５２と実質的に同じ厚さｅ６６、ｅ６７をそれぞれ有する２つの対称壁６６、６７を有する。
より詳細には、ここで説明される実施形態では、外板５１、５２は、ブレードの下部とブレード先端との間で徐々に厚くなる厚さｅ５１またはｅ５２を有するが、壁６６、６７の厚さｅ６６、ｅ６７は、ブレード基部（すなわち、ブレード足部）において縦通材によって力が徐々に吸収されるように、ブレード先端と移行ゾーン６１２との間で増加する。
本発明によれば、外板５１、５２の厚さｅ５１、ｅ５２と、縦通材の壁６６、６７の厚さｅ６６、ｅ６７との厚さの差は、４０％以下である。
さらに、２つの対称壁６６、６７を備える第２の部分６２の繊維強化材と、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板５１、５２の繊維強化材とは、同じ織物構造、特に、同じ種類および表面の配向を有する。
図１５は、本発明の航空機プロペラブレード７０のさらに別の実施形態を示す図であり、縦通材９０が、空気力学的プロファイルを有する構造体８０の内部に配置されるように設計された第２の部分９２に、２つの脚部９６、９７を画定する凹部９５を備えるという点、および空気力学的プロファイルを有する構造体８０が、プロペラブレード７０の空気力学的プロファイルを有する構造体８０の概念に対応する繊維プリフォーム８００から作製されるという点において、図１〜図９に関して説明した実施形態とは異なる。
図１６に概略的に示されるように、繊維プリフォーム８００は、数百本の糸の複数の層に配置される縦糸８０１またはストランドと横糸８０２との間で、例えばインターロック式の３Ｄ製織によって作製される。幅および随意により厚さが変化する繊維プリフォームを製織する時に、いくつかの数の縦糸が織られないことにより、プリフォーム８００の連続的に変化する好ましい輪郭および厚さを形成することができる。プリフォームが織られた時点で、図１８に示される繊維プリフォームを作製するために、織られていない縦糸と横糸が切断される。
繊維プリフォーム８００は、プロペラブレード７０の空気力学的プロファイルを有する構造体８０の前縁８０ａを形成するように設計された折り目８００ａの位置で連続的に織ることによって相互接続される２つの対称部分８１０、８１１を有する。
図１７に示されるように、縦通材９０は、周知の上述の方法で作製された縦糸９０１と横糸９０２との三次元製織によって得られた繊維プリフォーム９００から作製される。繊維プリフォーム９００は、第１の部分９１０と第２の部分９２０とを備え、第１の部分９１０は、プロペラブレード４０の足部９３と支柱９４（図１）とをそれぞれ形成するように設計された肥厚部９１１と徐々に厚さが減少する部分９１２とを備える。支柱９４は、縦通材９０の第２の部分９２を形成するように設計された第２の部分９２０が延在したものである。
織りの終わりに（図１７）、縦糸と横糸は、製織体の範囲を切断されて、例えば３Ｄ製織によって得られた図１８に示されるプリフォーム９００が取り出される。第２の部分９２０は、中央凹部９５（図１８）を有し、この中央凹部９５は、縦通材９０の第２の部分９２の２つの脚部９６、９７を形成するように設計された２つの部分９２１、９２２を画定するために、例えば、加圧ウォータージェットによって形成される。プリフォーム９００の第２の部分６２０の製織時に、凹部９５はこの時点ですでに、凹部９５が形成される中央ゾーンで縦糸と横糸とを織らないことによって形成され得る。
本発明によれば、２つの部分９２１、９２２を備える第２の部分９２０は、空気力学的プロファイルを有する構造体８０の繊維強化材を構成する繊維プリフォーム８００と同じ表面に沿って、および同じ横糸と縦糸の配向で織られる。さらに、第２の部分９２０の厚さ、特に、２つの部分９２１、９２２の厚さは、これらの２つの部分が対向する、繊維プリフォーム８００の２つの部分８１０、８２０のゾーンの厚さと実質的に同じ厚さになるように規定される。
繊維プリフォーム９００の第２の部分９２０、ならびに上述した要素１４１、１４２と同じ種類の硬質の多孔性材料で形成された３つの要素８４１、８４２および８４３から成る成形片８４０は、２つの部分８１０、８１１の一方、例えば、部分８１１に配置され、他方の自由な部分、この場合、部分８１０は部分８１１上に折り畳まれる。次いで、上述したように、空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームの緻密化が液体方法によって行われる。
空気力学的プロファイルを有する構造体の繊維プリフォームの緻密化後に、図１５に示されるように、複合材料（マトリックスによって緻密化された繊維強化材）製の空気力学的プロファイルを有する構造体８０と、縦通材９０と、硬質の多孔性材料製の成形片８４０とを備えるプロペラブレード７０が得られる。
本発明によれば、図１９および図２０に示されるように、縦通材９０の第２の部分９２は、主要部分に、すなわち、第１の部分９１と第２の部分９２との間の共通の移行ゾーン９１２を超えた部分に、緻密化されたプリフォーム９００の２つ部分９２１、９２２によって形成される２つの脚部９６、９７であって、空気力学的プロファイルを有する構造体８０の外板８１または８２の厚さｅ８１または厚さｅ８２と実質的に同じ厚さｅ９６をそれぞれ有する２つの脚部９６、９７を有する。
より詳細には、ここで説明される実施形態では、外板８１、８２は、ブレードの下部とブレード先端との間で徐々に厚くなる厚さｅ８１またはｅ８２を有するが、脚部９６、９７の厚さｅ９６、ｅ９７は、ブレード基部（すなわち、ブレード足部）において縦通材により力が徐々に吸収されるように、ブレード先端と移行ゾーン９１２との間で増加する。
本発明によれば、外板８１、８２の厚さｅ８１、ｅ８２と、縦通材の脚部９６、９７の厚さｅ９６、ｅ９７との厚さの差は、４０％以下である。
さらに、２つの脚部９６、９７を備える第２の部分９２の繊維強化材と、空気力学的プロファイルを備える構造体８０の外板８１、８２の繊維強化材とは、同じ織物構造、特に、同じ種類および表面の配向を有する。
図１０に示される翼４０の縦通材６０の２つの対称部分６６、６７間にある空間または図１５に示される翼７０の縦通材９０の２つの脚部９６、９７間にある凹部９５は、有利には、装置（例えば、除氷のための加熱導体）または翼内で流体を循環させるための（例えば、ブレードのブローまたは冷却用）のダクトを挿入するのに使用されてもよい。

Claims (11)

  1. 三次元製織されかつマトリックスによって緻密化された状態の繊維強化材を備える２つの対向する外板を備えた、空気力学的プロファイルを有する構造体と、
    三次元製織されかつマトリックスによって緻密化された状態の繊維強化材を備えた縦通材であって、前記空気力学的プロファイルを有する構造体の外側に延在し、ブレードを回転させる駆動ハブに接続されるように設計された第１の部分、および空気力学的プロファイルを有する構造体内で２つの外板の間に配置されるよう設計された第２の部分を備えた縦通材と
    を備えるブレードであって、
    前記縦通材の第２の部分は、１つまたは２つの部分を備え、前記１つまたは２つの部分と前記外板との厚さの差が４０％以下であり、
    縦通材の第２の部分の繊維強化材は、空気力学的プロファイルを有する構造体の外板の繊維強化材の織物構造と同じ織物構造を有し、
    縦通材の第２の部分が、中央凹部によって互いに離間される２つの脚部を備え、前記各脚部と前記外板との厚さの差が４０％以下である、ブレード。
  2. 縦通材の第１の部分が、徐々に厚さを増しながら縦通材の第２の部分の下に延在することを特徴とする、請求項１に記載のブレード。
  3. 中央凹部に、硬質の多孔性材料製の少なくとも１つの成形片が配置されることを特徴とする、請求項１に記載のブレード。
  4. 空気力学的プロファイルを有する構造体が、第１の繊維で形成され第１のマトリックスによって緻密化された強化材を備えること、および縦通材は、第２の繊維で形成され第２のマトリックスによって緻密化された強化材を備え、少なくとも第１の繊維と第２の繊維または第１のマトリックスと第２のマトリックスは種類が異なることを特徴とする、請求項１に記載のブレード。
  5. 空気力学的プロファイルを有する構造体および縦通材が、炭素マトリックスによって緻密化された炭素繊維の強化材を備えることを特徴とする、請求項１に記載のブレード。
  6. 空気力学的プロファイルを有する構造体の第１の繊維プリフォームであって、それらの間に内部空間を画定する２つの外板を備える繊維プリフォームを糸の三次元製織によって製造するステップと、
    縦通材の第２の繊維プリフォームであって、第１および第２の部分を備える第２の繊維プリフォームを糸の三次元製織によって製造するステップとを少なくとも含み、前記第２の部分と前記外板との厚さの差が４０％以下であり、第２の部分が前記外板の織物構造と同じ織物構造を有し、さらに、
    空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームを作製するための第１の繊維プリフォームを形成するステップであって、第１の繊維プリフォームの２つの外板間の内部空間に第２の繊維プリフォームの第２の部分を配置することを含むステップと、
    第１および第２の繊維プリフォームをマトリックスによって緻密化して、空気力学的プロファイルを有する構造体と縦通材とを備えるブレードであって、それぞれがマトリックスによって緻密化された繊維強化材を有するブレードを作製するステップとを少なくとも含み、
    縦通材の第２の繊維プリフォームの製造時に、前記第２の繊維プリフォームの第２の部分に中央凹部が形成され、前記中央凹部は２つの部分を画定し、２つの部分は、中央凹部によって互いに離間され、前記各２つの部分と前記外板との厚さの差が４０％以下である、ブレードの製造プロセス。
  7. 第１の繊維プリフォームの作製時に、硬質の多孔性材料製の少なくとも１つの成形片が中央凹部に配置されることを特徴とする、請求項６に記載のプロセス。
  8. 第２の繊維プリフォームの第１の部分が、第２の繊維プリフォームの第２の部分に向かって徐々に厚さが減少する部分が延在する肥厚部をさらに備えること、および前記肥厚部および徐々に厚さが減少する部分はそれぞれ、緻密化後に、足部およびブレード支柱を形成することを特徴とする、請求項６に記載のプロセス。
  9. 空気力学的プロファイルを有する構造体の第１の繊維プリフォームであって、
    それらの間に内部空間を画定する２つの外板を備える繊維プリフォームを糸の三次元製織によって作製するステップと、
    縦通材の第２の繊維プリフォームであって、第１および第２の部分を備える第２の繊維プリフォームを糸の三次元製織によって作製するステップとを少なくとも含み、前記第２の部分と前記外板との厚さの差が４０％以下であり、第２の部分が前記外板の織物構造と同じ織物構造を有し、さらに、
    第２の繊維プリフォームを第１のマトリックスによって緻密化するステップと、
    空気力学的プロファイルを有する構造体のプリフォームを作製するための第１の繊維プリフォームを形成するステップであって、第１の繊維プリフォームの２つの外板間の内部空間に第２の緻密化された繊維プリフォームの第２の部分を配置することを含むステップと、
    第１のマトリックスの種類とは異なる種類の第２のマトリックスによって第１のプリフォームを緻密化して、空気力学的プロファイルを有する構造体および縦通材を備えるブレードであって、それぞれがマトリックスによって緻密化された繊維強化材を有するブレードを作製するステップとを少なくとも含み、
    前記縦通材の第２の繊維プリフォームを作製するステップの間に、前記第２の繊維プリフォームの第２の部分に中央凹部が形成され、前記中央凹部は２つの部分を画定し、２つの部分は、中央凹部によって互いに離間され、前記各２つの部分と前記外板との厚さの差が４０％以下である、ブレードの製造プロセス。
  10. 請求項１〜請求項５のうちのいずれか１項に記載のブレードを備えたターボプロップ。
  11. 請求項１０に記載のターボプロップを少なくとも１つ備えた航空機。
JP2013517445A 2010-07-02 2011-06-24 一体型複合けたを有するブレード Expired - Fee Related JP5913303B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1055360A FR2962175B1 (fr) 2010-07-02 2010-07-02 Aube a longeron composite integre
FR1055360 2010-07-02
PCT/FR2011/051474 WO2012001279A1 (fr) 2010-07-02 2011-06-24 Aube a longeron composite intégré

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2016020505A Division JP2016128321A (ja) 2010-07-02 2016-02-05 一体型複合けたを有するブレード

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2013533158A JP2013533158A (ja) 2013-08-22
JP5913303B2 true JP5913303B2 (ja) 2016-04-27

Family

ID=43618193

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2013517445A Expired - Fee Related JP5913303B2 (ja) 2010-07-02 2011-06-24 一体型複合けたを有するブレード
JP2016020505A Withdrawn JP2016128321A (ja) 2010-07-02 2016-02-05 一体型複合けたを有するブレード

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2016020505A Withdrawn JP2016128321A (ja) 2010-07-02 2016-02-05 一体型複合けたを有するブレード

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9616629B2 (ja)
EP (1) EP2588758B1 (ja)
JP (2) JP5913303B2 (ja)
CN (1) CN103492724A (ja)
BR (1) BR112012033725A2 (ja)
CA (1) CA2804098A1 (ja)
FR (1) FR2962175B1 (ja)
RU (1) RU2565152C2 (ja)
WO (1) WO2012001279A1 (ja)

Families Citing this family (74)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69735585T2 (de) 1996-10-18 2006-11-02 Moltech Invent S.A. Start-up von elektrozellen zur gewinnung von aluminium
US8662855B2 (en) * 2010-08-31 2014-03-04 United Technologies Corporation Integrally woven composite fan blade using progressively larger weft yarns
CN104160079B (zh) * 2011-12-14 2016-02-10 斯奈克玛 具有优化经纱密度的提花织机
FR2985928B1 (fr) * 2012-01-25 2014-03-07 Snecma Outillage de fabrication d'une pale d'helice, comprenant un dispositif ecarteur
EP2807008B1 (fr) * 2012-01-25 2016-04-13 Snecma Methode de fabrication d'une pale d'helice en materiau composite
FR2985940B1 (fr) * 2012-01-25 2014-10-24 Snecma Procede de fabrication d'une pale d'helice en materiau composite
US9139287B2 (en) * 2012-06-26 2015-09-22 Hamilton Sundstrand Corporation Propeller blade with carbon foam spar core
US9309772B2 (en) * 2013-02-22 2016-04-12 General Electric Company Hybrid turbine blade including multiple insert sections
CA2896543A1 (en) 2013-02-23 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine component
WO2014143265A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Hybrid fan blade biscuit construction
US10323521B2 (en) 2013-03-15 2019-06-18 United Technologies Corporation Hybrid fan blade biscuit construction
JP6557223B2 (ja) * 2013-07-08 2019-08-07 サフラン エアークラフト エンジンズ 航空機用複合プロペラブレード
FR3011253B1 (fr) * 2013-10-01 2016-06-10 Snecma Structure fibreuse avec regroupement des flottes
FR3012064B1 (fr) * 2013-10-23 2016-07-29 Snecma Preforme fibreuse pour aube creuse de turbomachine
US9920629B2 (en) * 2014-02-20 2018-03-20 Hamilton Sundstrand Corporation Propeller blade and method
ES2872401T3 (es) * 2014-03-10 2021-11-02 Siemens Gamesa Renewable Energy As Un método para fabricar una pala de rotor para una turbina eólica
GB201414495D0 (en) * 2014-08-15 2014-10-01 Rolls Royce Plc Blade
US10099434B2 (en) * 2014-09-16 2018-10-16 General Electric Company Composite airfoil structures
US10589475B2 (en) * 2014-09-23 2020-03-17 General Electric Company Braided blades and vanes having dovetail roots
FR3027948B1 (fr) 2014-10-31 2020-10-16 Snecma Anneau d'helice en materiau composite pour une turbomachine
FR3032145B1 (fr) * 2015-01-29 2017-02-10 Snecma Procede de fabrication d'une pale d'helice
FR3032648B1 (fr) * 2015-02-16 2017-03-03 Herakles Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
CN118526711A (zh) * 2015-04-30 2024-08-23 Ecp发展有限责任公司 用于流体泵的转子及其制造方法和模具
FR3041683B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque plie et procede de fabrication de l'aube
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
FR3049001B1 (fr) * 2016-03-21 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Turbomachine aeronautique a helice non carenee munie de pales ayant un element rapporte en materiau composite colle sur leur bord d'attaque
CN105751528B (zh) * 2016-04-25 2018-03-06 天津工业大学 一种螺旋桨叶片预制件的制备方法
EP3406778B1 (en) 2017-05-22 2022-04-13 Ratier-Figeac SAS Method of manufacturing a composite aircraft blade
CN109305359A (zh) * 2017-07-28 2019-02-05 中交遥感载荷（安徽）科技有限公司 一种农业无人机螺旋桨及其制作方法
RU2667999C1 (ru) * 2017-10-19 2018-09-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Крыловский государственный научный центр" Узел соединения композитной лопасти с металлической ступицей гребного винта
US11020909B2 (en) * 2017-10-20 2021-06-01 University Of Tennessee Research Foundation Methods of producing a cellular structure
FR3082854B1 (fr) 2018-06-25 2020-09-11 Safran Ceram Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure
WO2019097147A1 (fr) 2017-11-14 2019-05-23 Safran Ceramics Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure
US11644046B2 (en) * 2018-01-05 2023-05-09 Aurora Flight Sciences Corporation Composite fan blades with integral attachment mechanism
FR3076814B1 (fr) * 2018-01-12 2020-01-31 Safran Aircraft Engines Aube ou pale d'helice composite avec longeron integre pour aeronef
GB2573285A (en) * 2018-04-27 2019-11-06 Airbus Operations Ltd Composite spar for a wing structure
US11346363B2 (en) * 2018-04-30 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Composite airfoil for gas turbine
FR3081370B1 (fr) * 2018-05-22 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
FR3081914B1 (fr) * 2018-06-05 2020-08-28 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante en materiau composite avec grand jeu integre
FR3091723B1 (fr) * 2019-01-15 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une pièce de conformation
FR3091724B1 (fr) 2019-01-15 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une mousse de conformation
KR102076827B1 (ko) * 2019-06-28 2020-02-12 국방과학연구소 복합재료를 이용한 일체형 접이식 날개 및 이의 제조 방법
FR3100270B1 (fr) * 2019-08-28 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Hybridation des fibres du renfort fibreux d’une aube de soufflante
FR3106519B1 (fr) * 2020-01-28 2022-01-28 Safran Préforme fibreuse tissée pour réaliser une pièce en matériau composite, notamment une aube de turbomachine
FR3108144B1 (fr) 2020-03-11 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3108143B1 (fr) 2020-03-13 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Aube pour turbomachine comprenant une partie réalisée dans un matériau composite comprenant des fibres tissées en 3D
FR3111660B1 (fr) * 2020-06-18 2022-07-01 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication
FR3112142B1 (fr) * 2020-07-03 2022-09-09 Safran Ceram Procédé de fabrication d’une aube de distributeur en matériau composite à matrice céramique
US11454118B2 (en) * 2020-09-04 2022-09-27 General Electric Company Gas turbine engine rotor blade having a root section with composite and metallic portions
CN112161115A (zh) * 2020-09-17 2021-01-01 北京中创时代科技有限公司 一种立体纤维编织复合管道及其生产方法
FR3116466B1 (fr) * 2020-11-25 2022-11-25 Safran Ceram Préforme fibreuse d'un profil aérodynamique d'aube de turbomachine
CN112476846B (zh) * 2020-11-27 2022-05-10 湖南东映碳材料科技有限公司 一种高导热碳纤维预浸料及其制备方法
FR3120249B1 (fr) 2021-03-01 2023-12-29 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
US11946391B2 (en) * 2021-03-11 2024-04-02 General Electric Company Turbine engine with composite airfoil having a non-metallic leading edge protective wrap
FR3120910A1 (fr) * 2021-03-17 2022-09-23 Safran Aircraft Engines Pièce de turbomachine composite formée d’une âme entourée par deux préformes fibreuses tissées 3D
FR3121474B1 (fr) 2021-03-30 2023-02-17 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3124107B1 (fr) * 2021-06-17 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Préforme fibreuse avec raidisseurs formés par des couches unidirectionnelles de fils
FR3125977B1 (fr) * 2021-08-09 2023-08-04 Safran Aircraft Engines Preforme d’aube composite, procede de mise en forme d’une telle preforme et aube ainsi mise en forme
FR3126639B1 (fr) 2021-09-03 2024-03-01 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3128156B1 (fr) * 2021-10-20 2023-11-17 Safran Procédé de fabrication d’une aube comprenant une cavité renforcée
FR3128484A1 (fr) 2021-10-25 2023-04-28 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3129623B1 (fr) * 2021-12-01 2024-05-31 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une aube composite pour une turbomachine d’aeronef
FR3129871B1 (fr) * 2021-12-02 2024-06-21 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une aube, notamment une aube composite
FR3132079B1 (fr) 2022-01-25 2024-01-19 Safran Aircraft Engines Longeron pour une aube de turbomoteur d’aéronef à structure composite
US11920493B2 (en) 2022-02-25 2024-03-05 General Electric Company Airfoil having a structural cell and method of forming
FR3134139A1 (fr) 2022-04-01 2023-10-06 Safran Renfort pour une aube composite d’une turbomachine, comprenant un empilement de plis
FR3134140B1 (fr) 2022-04-01 2024-08-30 Safran Renfort pour une aube composite d’une turbomachine, comprenant un mélange de découpes de fibre et d’un tackifiant
FR3134846B1 (fr) 2022-04-26 2024-04-19 Safran Aircraft Engines Aube ou pale à tissage continu entre le pied et le profil aérodynamique
FR3136011B1 (fr) * 2022-05-31 2024-04-26 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3138905B1 (fr) 2022-08-22 2024-07-26 Safran Aircraft Engines Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3138904B1 (fr) 2022-08-22 2024-07-12 Safran Aircraft Engines Aubage fixe de turbomachine comprenant des aubes à calage variable
FR3141094A1 (fr) 2022-10-25 2024-04-26 Safran Aube ou pale avec pied réalisé par croisement de trames
US20240280027A1 (en) * 2023-02-21 2024-08-22 General Electric Company Turbine engine airfoil with a woven core and woven layer
US12078080B1 (en) 2023-04-21 2024-09-03 General Electric Company Airfoil assembly with a trunnion and spar

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1260484A (en) * 1968-05-06 1972-01-19 Dowty Rotol Ltd Blades suitable for propellers, compressors, fans and the like
US5145320A (en) * 1990-08-28 1992-09-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Mass loaded composite rotor for vibro-acoustic application
JP2546746B2 (ja) * 1991-03-29 1996-10-23 株式会社スリーデイコンポリサーチ 三次元織物を利用した回転ブレード及びその製造方法
US5222297A (en) * 1991-10-18 1993-06-29 United Technologies Corporation Composite blade manufacture
FR2684719B1 (fr) * 1991-12-04 1994-02-11 Snecma Aube de turbomachine comprenant des nappes de materiau composite.
US5279892A (en) * 1992-06-26 1994-01-18 General Electric Company Composite airfoil with woven insert
US6666651B2 (en) 2002-02-20 2003-12-23 Jim Rust Composite propeller blade with unitary metal ferrule and method of manufacture
US7165945B2 (en) * 2003-08-22 2007-01-23 Sikorsky Aircraft Corporation Braided spar for a rotor blade and method of manufacture thereof
FR2861143B1 (fr) 2003-10-20 2006-01-20 Snecma Moteurs Aube de turbomachine, notamment aube de soufflante et son procede de fabrication
GB0424481D0 (en) * 2004-11-05 2004-12-08 Rolls Royce Plc Composite aerofoil
CA2595356A1 (en) * 2005-02-03 2006-08-10 Vestas Wind Systems A/S Method of manufacturing a wind turbine blade shell member
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7351040B2 (en) * 2006-01-09 2008-04-01 General Electric Company Methods of making wind turbine rotor blades
CN101140000A (zh) * 2006-09-07 2008-03-12 南通市净海暖通设备厂 大型风冷低噪音玻璃钢风机
US20110052405A1 (en) * 2009-09-02 2011-03-03 United Technologies Corporation Composite airfoil with locally reinforced tip region

Also Published As

Publication number Publication date
JP2013533158A (ja) 2013-08-22
US9616629B2 (en) 2017-04-11
JP2016128321A (ja) 2016-07-14
FR2962175B1 (fr) 2012-08-10
CN103492724A (zh) 2014-01-01
FR2962175A1 (fr) 2012-01-06
EP2588758A1 (fr) 2013-05-08
RU2013104448A (ru) 2014-08-10
RU2565152C2 (ru) 2015-10-20
BR112012033725A2 (pt) 2016-11-22
CA2804098A1 (fr) 2012-01-05
EP2588758B1 (fr) 2016-04-13
WO2012001279A1 (fr) 2012-01-05
US20130272893A1 (en) 2013-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5913303B2 (ja) 一体型複合けたを有するブレード
JP5922032B2 (ja) 航空機のプロペラ羽根
JP6557223B2 (ja) 航空機用複合プロペラブレード
US11155336B2 (en) Composite aircraft propeller blade with an integrated spar
US9771810B2 (en) Fiber preform for a turbine engine blade made of composite material and having an integrated platform, and a method of making it
US9365956B2 (en) Fibrous structure for a part made of composite material having one or more archshaped portions
US11015462B2 (en) Blade body and a blade made of composite material having fiber reinforcement made up both of three-dimensional weaving and also of short fibers, and method of fabrication
US11208198B2 (en) Composite propeller vane or blade for aircraft integrating a conformation part
JP2014506304A5 (ja)
US9550340B2 (en) Composite material part comprising fixing means
CN115003482B (zh) 用于生产复合材料零件、特别是涡轮机叶片的编织纤维预制件
US11739649B2 (en) Woven fibrous preform for manufacturing a fan blade made of composite material
CN113302378B (zh) 飞行器的螺旋桨叶片或桨叶，具有特殊编织的接收填充有成形泡沫的囊的纤维预制件
CN1846824A (zh) 模型直升机的旋翼、制作方法及其固化模具
CN114364881A (zh) 用于复合叶片的预成型件

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20140526

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20150227

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20150303

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20150519

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20151006

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20160205

A911 Transfer to examiner for re-examination before appeal (zenchi)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911

Effective date: 20160218

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: 20160308

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20160401

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5913303

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees