RU2671463C2 - Композитная лопасть винта для летательного аппарата - Google Patents

Композитная лопасть винта для летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2671463C2
RU2671463C2 RU2016103700A RU2016103700A RU2671463C2 RU 2671463 C2 RU2671463 C2 RU 2671463C2 RU 2016103700 A RU2016103700 A RU 2016103700A RU 2016103700 A RU2016103700 A RU 2016103700A RU 2671463 C2 RU2671463 C2 RU 2671463C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fiber reinforcement
spar
height
preform
housing
Prior art date
Application number
RU2016103700A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016103700A (ru
RU2016103700A3 (ru
Inventor
Адриен ЛОРАНСО
Адриен Жак Филипп ФАБР
Маттье ЖИМА
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2016103700A publication Critical patent/RU2016103700A/ru
Publication of RU2016103700A3 publication Critical patent/RU2016103700A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2671463C2 publication Critical patent/RU2671463C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—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
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping 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
    • B29C70/48—Shaping 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • 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
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2063/00—Use of EP, i.e. epoxy resins or derivatives thereof, as moulding material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/25—Solid
    • B29K2105/253—Preform
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2307/00—Use of elements other than metals as reinforcement
    • B29K2307/04—Carbon
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2715/00—Condition, form or state of preformed parts, e.g. inserts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопасть винта летательного аппарата содержит обтекаемую структуру, образованную деталью из волоконной арматуры (200), полученной трехмерным переплетением пряжи и уплотнением матрицей, вместе с лонжероном (60), содержащим увеличенный участок (62), отходящий наружу из волоконной арматуры и образующий комель лопасти, и формообразующий участок (61), расположенный в корпусе (206), расположенном в волоконной арматуре (200). Волоконная арматура (200) содержит непереплетенную зону (204), образующую этот корпус (206) внутри волоконной арматуры (200). Непереплетенная зона (204) открыта в нижнюю часть (220) и в заднюю кромку (230) волоконной арматуры (200) так, чтобы сформировать отверстие (231) для введения формообразующего участка (61) лонжерона (60) в корпус (206) волоконной арматуры. Отверстие (231), имеющееся в задней кромке (230) волоконной арматуры (200), проходит на высоту (Н), которая меньше высоты (Н) корпуса, так, чтобы оставить в задней кромке (230) удерживающий участок (232), который частично контактирует с формообразующим участком (61) лонжерона (60). Авиационный двигатель содержит множество лопастей. Летательный аппарат содержит авиационный двигатель. Группа изобретений направлена на повышение механической прочности. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области лопастей винтов летательных аппаратов, например, применяющихся в турбовинтовых летательных аппаратах.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Лопасти винтов турбовинтовых летательных аппаратов по существу изготавливают из металлического материала. Хотя лопасти винтов, изготовленные из металлического материала, обладают хорошей прочностью, они, тем не менее, имеют недостаток, заключающийся в относительно большом весе.
Для получения более легких лопастей, известно использование лопастей винтов, изготовленных из композитного материала, т.е., путем изготовления деталей конструкции из волоконной арматуры и смоляной матрицы.
В документах US 2013/0017093 и WO 2012/001279 описано изготовление лопастей винта из обтекаемой волоконной структуры, в которую вставлена часть лонжерона для придания формы профилированной части лопасти так, чтобы создать преформу винта, которая затем уплотняется матрицей. Волоконная структура, изготовленная как единая деталь трехмерным переплетением, содержит непереплетенную зону, предназначенную для образования корпуса внутри волоконной структуры, куда вставляется формообразующая часть лонжерона.
Лопасть винта, полученная таким способом, имеет как боле низкий общий вес, так и существенную механическую прочность благодаря обшивке из структуры композитного материала (т.е., волоконной арматуры, уплотненной матрицей).
Для того чтобы придать хорошую прочность наиболее нагруженным частям лопасти, например, передней кромке, волоконная структура не содержит какого либо отверстия или непереплетенной зоны в тех частях волоконной структуры, которые должны образовать переднюю кромку лопасти. Непереплетенная зона, расположенная внутри волоконной структуры, открыта и в нижнюю кромку и в заднюю кромку структуры, чтобы образовать отверстие, которое позволяет вставить формообразующую часть лонжерона внутрь волоконной структуры.
Тем не менее, в некоторых обстоятельствах, например, когда на лопасть действуют высокие механические нагрузки, удары или толчки, удержание формообразующей части в ее начальном положении внутри уплотненной волоконной структуры может быть затруднительно, в частности у задней кромки волоконной структуры, которая имеет пониженную прочность из-за наличия непереплетенной зоны в этом положении волоконной структуры.
ЗАДАЧА И РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является разработка лопасти винта летательного аппарата вышеописанного типа, имеющей повышенную механическую прочность, в частности в терминах удержания формообразующей части лонжерона в положении внутри волоконной структуры лопасти.
Для решения задачи предлагается лопасть винта летательного аппарата, содержащая обтекаемую структуру, образованную по меньшей мере одной деталью из волоконной арматуры, полученной трехмерным плетением пряжи и уплотненную матрицей, вместе с лонжероном, включая увеличенный участок, выступающий из волоконной арматуры и образующий хвост лопасти, и формообразующий участок, расположенный в корпусе, расположенном внутри волоконной арматуры, непереплетенную зону, открытую в нижнюю часть и в заднюю кромку волоконной арматуры чтобы образовать отверстие для введения формообразующего участка лонжерона в корпус из волоконной арматуры, отличающуюся тем, что отверстие, имеющееся в задней кромке волоконной арматуры, проходит по высоте меньшей, чем высота корпуса так, чтобы оставить в этой задней кромке удерживающий участок, который по меньшей мере частично контактирует с формообразующим участком лонжерона.
За счет создания такого удерживающего участка на задней кромке, формообразующий участок лонжерона лучше удерживается на месте внутри волоконной арматуры, несмотря на наличие непереплетенной зоны в арматуре. Даже в случае механических напряжений (ударов, толчков) в обтекаемой структуре лопасти, отсутствует риск движения формообразующего участки внутрь арматуры, поскольку он удерживается за передней кромкой и за задней кромкой лопасти непрерывно переплетенными участками арматуры.
Согласно первому аспекту настоящего изобретения отверстие, имеющееся в задней кромке волоконной арматуры, проходит на высоту, составляющую от 20% до 50% высоты корпуса.
Согласно второму аспекту настоящего изобретения удерживающий участок имеет ширину, которая уменьшается между концом корпуса и стыком между этим удерживающим участком и отверстием, имеющимся в задней кромке волоконной арматуры. В таких обстоятельствах зона контакта между формообразующим участком и удерживающим участком предпочтительно проходит на высоту от 20% до 50% высоты корпуса.
Согласно третьему аспекту изобретения лонжерон содержит конструкционную деталь из композитного материала и деталь, изготовленную из жесткого ячеистого материала, приклеенную к части контура конструкционной детали.
Согласно настоящему изобретению также предлагается авиационный двигатель, содержащий множество лопастей по настоящему изобретению.
Согласно настоящему изобретению также предлагается летательный аппарат, содержащий по меньшей мере один авиационный двигатель по настоящему изобретению.
Наконец, согласно настоящему изобретению предлагается способ изготовления лопасти винта летательного аппарата содержащий, по меньшей мере, этапы, на которых:
- изготавливают волоконную заготовку как единую деталь, путем трехмерного переплетения пряжи, при этом заготовка имеет непереплетенную зону, образующую корпус внутри заготовки, при этом непереплетенная зона открыта в нижнюю часть и к задней кромке волоконной заготовки так, чтобы образовать отверстие;
- изготавливают лонжерон, содержащий увеличенный участок, выступающий наружу из волоконной заготовки и образующий хвост лопасти, и формообразующий участок, расположенный в корпусе, сформированном внутри волоконной арматуры;
- придают форму волоконной заготовке, вставляя формообразующий участок лонжерона в корпус в волоконной заготовке для получения преформы обтекаемой структуры; и
- уплотняют преформу матрицей для получения обтекаемой структуры с волоконной арматурой, образованной этой преформой и уплотненной матрицей,
отличающийся тем, что отверстие, имеющееся в задней кромке проходит на высоту, меньше чем высота корпуса так, чтобы оставить в задней кромке удерживающий участок, который по меньшей мере частично контактирует с формообразующим участком лонжерона.
Согласно второму аспекту способа по настоящему изобретению, удерживающий участок имеет ширину, которая уменьшается между концом корпуса и стыком между удерживающим участком и отверстием, имеющимся в задней кромке волоконной заготовки. В таких обстоятельствах зона контакта между формообразующим участком и удерживающим участком предпочтительно проходит на высоту, составляющую от 20% до 50% высоты корпуса.
Согласно третьему аспекту способа по настоящему изобретению, лонжерон изготавливают путем создания конструкционной детали из композитного материала и приклеивают деталь, изготовленную из жесткого ячеистого материала к части контура конструкционной детали.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие отличительные признаки и преимущества нестоящего изобретения приведены в нижеследующем описании конкретных вариантов изобретения, приведенных в качестве не ограничивающих примеров со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
Фиг. 1 изображает вид в изометрии лопасти винта летательного аппарата по варианту настоящего изобретения.
Фиг. 2 - вид в изометрии турбовинтового двигателя, оснащенного множеством лопастей винта по настоящему изобретению.
Фиг. 3 - вид в изометрии лонжерона, применяемого для изготовления лопасти винта по фиг. 1.
Фиг. 4 - схематический вид, иллюстрирующий трехмерное переплетение волоконной заготовки для изготовления лопасти винта по фиг. 1.
Фиг. 5 - фрагмент в сечении и в увеличенном масштабе набора слоев пряжи, иллюстрирующий, как сформирована непереплетенная зона в заготовке по фиг. 4.
Фиг. 6 - фрагмент в сечении и в увеличенном масштабе набора слоев пряжи, иллюстрирующий другой вариант формирования непереплетенной зоны в заготовке по фиг. 4.
Фиг. 7 - вид в изометрии, иллюстрирующий установку формообразующего участка лонжерона по фиг. 3 в волоконную заготовку по фиг. 4.
Фиг. 8 - вид в изометрии иллюстрирующий преформу лопасти перед уплотнением, выполняемым для получения лопасти винта по фиг. 1, и
Фиг. 9 - вид в изометрии, иллюстрирующий вариант способа изготовления волоконной заготовки по другому варианту изобретения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
Настоящее изобретение относится по существу к разным типам винтов для двигателей летательных аппаратов, таких как самолеты и вертолеты. Преимущественным, но не исключительным применением настоящего изобретения лежит в области винтов с большими габаритами, которые из-за своего размера обладают существенным весом, оказывающим значительное влияние на общий вес авиационного двигателя.
На фиг. 1 показана лопасть 100 винта, предназначенная для установки на турбовинтовой двигатель самолета и содержащая обтекаемую структуру 110, которая должна образовывать аэродинамическую поверхность лопасти, хвост 120, образованный участком большей толщины, например, имеющим расширенное основание, продолжающееся хвостовиком 130. В сечении обтекаемая структура 110 имеет криволинейный профиль, толщина которого изменяется между передней кромкой 110a и задней кромкой 110b.
Как показано на фиг. 2 винт 100 установлен на роторе 51 турбовинтового двигателя 50 путем зацепления хвостов 120 лопастей с соответствующими корпусами, сформированными на периферии ротора 51 (не показаны на фиг. 2).
Способ изготовления винта по настоящему изобретению включает изготовление лонжерона 60, показанного на фиг. 3, который должен вставляться частично в волоконную заготовку, которая должна образовать преформу обтекаемой структуры лопасти винта. Лонжерон 60 в этом примере образован конструкционной деталью 20 и деталью, изготовленной из жесткого ячеистого материала 30, которая приклеена к части контура конструкционной детали.
Лонжерон 60 имеет формообразующий участок 61, в этом примере соответствующий первому участку 21 конструкционной детали и детали, изготовленной и жесткого ячеистого материала, которая приклеена к этому участку 21. Формообразующий участок 61 должен вставляться в корпус волоконной заготовки для того, чтобы образовать преформу аэродинамической структуры, как подробно описано ниже. Лонжерон 60 также имеет увеличенный участок 62, соответствующий второму участку 22 конструкционной детали 20 и предназначенный для образования хвоста 120 лопасти 10 винта (фиг. 1), участок 63, который лежит между участками 61 и 62 и образует хвостовик 130 винта (фиг. 1).
Конструкционная деталь 20 изготовлена из композитного материала, т.е. из волоконной преформы, которая уплотнена матрицей. Для этого изготавливают волоконную преформу, например, трехмерным или многослойным переплетением пряжи из углеродных волокон с использованием интерлочного тканья. Во время тканья волоконной заготовки для конструкционной детали 20, торой участок 22 может быть получен с использованием уточной пряжи большей толщины и дополнительных слоев уточной пряжи, или путем введения вставки.
После изготовления преформы для конструкционной детали, ее пропитывают смолой, например, бисмалеимидной смолой которую затем полимеризуют. Эти две операции можно выполнять с помощью технологии литьевого прессования полимера (RTM), как описано ниже. После полимеризации смолы, лонжерон подвергают механической обработке для придания ему окончательных размеров.
Деталь 30, которая должна взаимодействовать с первым участком 21 конструкционной детали 20, выполнена из гибкого ячеистого материала, т.е., материала, который имеет низкую плотность, чтобы не допустить повышения веса готовой лопасти. Деталь 30 может быть изготовлена формованием или механической обработкой блока материала, например, плиты вспененного материала, выпускаемого под названием Rohacell® 110 XTHT.
Участок 21 конструкционной детали 20 и деталь 30 имеют комплементарные формы, что позволяет после из сборки друг с другом определять формообразующий участок 61, форма которого соответствует форме обтекаемой структуры изготавливаемой лопасти винта. Конструкционная деталь 20 и деталь 30, изготовленная из жесткого ячеистого материала склеивают друг с другом перед введением в волоконную заготовку лопасти.
В альтернативном варианте лонжерон может полностью состоять их конструкционной детали из композитного материала (т.е., без детали, изготовленной из жесткого ячеистого материала).
На фиг. 4 приведен схематический вид волоконной преформы 200 для образования волоконной преформы обтекаемой структуры изготавливаемой лопасти винта.
Как схематически показано на фиг. 4, волоконную заготовку 200 получают трехмерным плетением, выполненным обычным способом с помощью жаккардового ткацкого станка, на котором расположено множество слоев пучок пряжи или крученых нитей 201 основы, при этом в каждом слое имеется несколько сотен нитей, при этом пряжа основы переплетена с пряжей 202 утка.
В показанном примере трехмерное плетение получено интерлочным тканьем. Термин "интерлочное" тканье используется в настоящем описании для обозначения плетения, в котором каждый слой нитей утка переплетается со множеством слоев нитей основы и все нити данной колонки утка совершают одинаковое движение в плоскости плетения.
Можно использовать и другие известные виды трехмерного плетения, например, описанные в документе WO 2006/136755, содержание которого включено в настоящее описание путем отсылки. В этом документе описано, в частности, как изготавливать состоящие из одной детали структуры, армированные волокном для таких деталей, как лопасти и лопатки, имеющие первый тип плетения в сердцевине и второй тип плетения в облицовке, что позволяет одновременно придавать и требуемые механические свойства, и требуемые аэродинамические свойства деталям такого типа.
Волоконная заготовка по настоящему изобретению может быть сплетенной, в частности, из углеродных волокон или керамических волокон, таких как волокна карбида кремния.
По мере прогрессирования плетения волоконной заготовки, с изменением ширины и толщины заготовки, некоторое количество нитей основы оставляют не переплетенными, тем самым позволяя определить требуемый постоянно изменяющийся контур и толщину для заготовки 200. Пример изменяющегося трехмерного плетения, которое позволяет, в частности, изменять толщину заготовки между первой кромкой, которая должна образовать переднюю кромку, и второй кромкой меньшей толщины, которая должна образовать заднюю кромку, описан в документе EP 1 526 285, содержание которого включено в настоящее описание путем отсылки.
Во время плетения два последовательных слоя пряжи основы не переплетаются в положении 203 (фиг. 4) внутри волоконной заготовки в непереплетенной зоне 204, которая определена контуром 204а между этой непереплетенной зоной 204 и переплетенной зоной 205 в волоконной заготовке. Непереплетенная зона 204 позволяет формировать корпус 206 (фиг. 7), размеры которого согласованы с размерами формообразующего участка 61 лонжерона 60 внутри волоконной заготовки 200 для образования преформы лопасти (фиг. 8).
Один способ трехмерного плетения с интерлочным тканьем для заготовки 200 схематически показан на фиг. 5. На фиг. 5 в увеличенном масштабе представлен фрагмент сечения основы части заготовки 200, которая содержит непереплетенную зону 204 (сечение по линии V-V на фиг. 4). В этом примере заготовка 200 имеет восемь слоев нитей 201 основы, проходящих в направлении Х. На фиг. 5 эти восемь слоев нитей основы переплетены нитями T1-T8 утка в переплетенных зонах 205 волоконной заготовки 200. В непереплетенной зоне 204 четыре слоя нитей 201 основы, образующих набор 207 слоев нитей, переплетены четырьмя нитями Т1-Т4 утка, а четыре слоя нитей основы, образующие набор 208 слоев нитей, переплетены четырьмя нитями Т5-Т8 утка. Другими словами, тот факт, что нити Т1-Т4 утка не проходят в набор 208 слоев основы, а нити Т5-Т8 утка не проходят в набор 207 слоев основы, создает непереплетенную область 203, которое разделяет два набора 207, 208 слоев нитей основы друг от друга.
В непереплетенной зоне 204 в примере плетения, показанном на фиг. 5, нити Т1-Т4 утка и нити Т5-Т8 утка расположены на соответствующих сторонах от непереплетенной области 203, при этом нити Т1-Т4 утка переплетают первые четыре слоя нитей основы, образуя набор 207 слоев нитей, а нити Т5-Т8 утка переплетают последние четыре слоя нитей основы образуя набор 208 слоев нитей. В альтернативном варианте, показанном на фиг. 6, одна или более из нитей утка, переплетающих слои нитей основы, образующих набор 207 слоев нитей в переплетенных зонах 205, используется для переплетения слоев нитей основы, образующих набор 208 слоев нитей, и наоборот. Более конкретно, и как показано на фиг. 6, нити T3 и Т4 утка, переплетающие слои нитей основы наборе 208, отклоняются при входе в непереплетенную зону 204 для переплетения со слоями нитей основы набора 208. Аналогично, нити Т5 и Т6 утка, переплетающие слои нитей основы в наборе 208 в первой переплетенной зоне 205 отклонятся при входе в непереплетенную зону 204 для переплетения слоев нитей основы в наборе 207. После непереплетенной зоны 204 нити Т3 и Т4 утка вновь отклоняются при входе во вторую переплетенную зону 205 для переплетения слоев нитей основы набора 208, а нити Т5 и Т6 утка вновь отклоняются для переплетения слоев нитей основы набора 207. Перекрещивание нитей Т3 и Т4 утка и нитей Т5 и Т6 утка в начале и в конце непереплетенной зоны 204 повышает прочность волоконной заготовки в непереплетенной зоне.
В конце тканья (фиг. 4) нити основы и нити утка на поверхности сотканной массы прорезаются, например, струей воды под давлением для извлечения заготовки 200, как показано на фиг. 7, полученной в результате трехмерного переплетения и перед приданием ей какой-либо формы. Непереплетенная зона 204, которая была получена во время тканья, служит для образования двух участков 210 и 211, сотканных независимо и между которыми внутри заготовки 200 расположен корпус 206. Корпус 106 открыт в нижнюю кромку 220 и в заднюю комку 230 заготовки 200. Задняя кромка 230 заготовки 200 соответствует участку, который образует заднюю кромку 110b лопасти 100 винта (фиг. 1).
Согласно настоящему изобретению задняя кромка 230 имеет частичное отверстие 231, которое проходит от нижней кромки 229 на высоту Н231, которая меньше высоты Н204, на которую проходит непереплетенная зона 204 внутри волоконной заготовки 200 (фиг. 7), при этом высота Н204 непереплетенной зоны проходит между нижней кромкой 220 и концом 204b непереплетенной зоны заготовки 200, и этот конец 204b также соответствует вершине корпуса 206. Высота Н204 также соответствует высоте корпуса 206, в который помещен формообразующий участок 61 лонжерона 60 (фиг. 8). Это частичное отверстие 231 в задней кромке 230 позволяет создать закрытый участок 232, который именуется "удерживающим" участком 232, в задней кромке 230 заготовки, и этот участок проходит на высоту Н232 между концом частичного отверстия 231 и концом 204b непереплетенной зоны 204 в заготовке 200.
Удерживающий участок 232 получен путем образования непереплетенной зоны 204 на переменной длине нитей основы рядом с задней кромкой 230. Более конкретно, как показано на фиг. 4, нити 201 основы присутствуют в удерживающем участке 232, т.е., те нити, которые проходят между концом 204 непереплетенной зоны 204 и задней кромкой 230 заготовки, переплетены нитями 202 утка, начиная от участка заготовки 200, который расположен на стыке 233 между частичным отверстием 231 и удерживающим участком 232. Между стыком 233 и концом 204b количество крученых нитей основы в направлении ширины заготовки постепенно увеличивается так, чтобы получить удерживающий участок 232, ширина которого увеличивается между стыком 233 и концом 204b.
Высота Н231 частичного отверстия 231 предпочтительно составляет от 20% до 50% от полной высоты Н204 корпуса 206, позволяя, тем самым, получить отверстие в волоконной заготовке, которое достаточно для введения формообразующего участка лонжерона, в то же время образуя удерживающий участок, достаточный для повышения прочности лонжерона в заготовке и, следовательно, для повышения механической прочности полученной лопасти винта.
В примере, показанном на фиг. 7 и 8, контур 202a непереплетенной зоны 204 отходит постепенно от контура 206а корпуса 206, начиная от точки 209, и идет к стыку 233. Это создает удерживающий участок 232, который имеет ширину, постепенно уменьшающуюся между концом 204а и стыком 233. Это позволяет сформировать удерживающий участок 232 и облегчить введение формообразующий участок 61 лонжерона 60 в корпус 206 в волоконной заготовке 200. Вставленный в корпус 204 волоконной заготовки 200, формообразующий участок 61 лонжерона 60 контактирует с удерживающим участком 323 только в зоне, проходящей между концом 204b и точкой 209. Для обеспечения достаточного удержания формообразующего участка в волоконной заготовке, высота Н209 зоны контакта между формообразующим участком 61 и удерживающим участком 323 предпочтительно составляет от 20% до 50% общей высоты Н204 корпуса 204.
Когда требуется отдать приоритет механической прочности винта и, в частности, удержанию формообразующего участка в преформе лопасти, над легкостью введения формообразующего элемента, удерживающий участок должен быть сделан так, чтобы он примыкал к контуру корпуса на задней кромке волоконной заготовки. Такой альтернативный вариант показан на фиг. 9, где показана волоконная заготовка 300, имеющая удерживающий участок 332 и частичное отверстие 331 в задней кромке 330 заготовки 300. Удерживающий участок 332 в этом примере примыкает к контуру 306а корпуса 306 для приема формообразующего участка 361 лонжерона 360, который идентичен вышеописанному лонжерону 60. При таких обстоятельствах непереплетенной зоне 304 во время тканья заготовки 300 придают такую форму, чтобы контур 304а совпадал с контуром 306а корпуса 306 между концом 304b непереплетенной зоны и стыком 333, расположенным между частичным отверстием 331 и удерживающим участком 332. Высота частичного отверстия 331 предпочтительно находится в диапазоне от 20% до 50% от общей высоты корпуса 304, тем самым позволяя получить отверстие в волоконной заготовке, которое достаточно, чтобы вставить формообразующий участок лонжерона и, в то же время, создать удерживающий участок, достаточный для повышения прочности полученной лопасти винта.
На фиг. 7 волоконной заготовке придают форму преформы лопасти, вставляя формообразующий участок 61 лонжерона 60 в корпус 206.
После того, как формообразующий участок 61 будет вставлен в корпус 206, как показано на фиг. 8, волоконную преформу лопасти уплотняют. Заднюю кромку 230 и нижнюю кромку 220 заготовки предпочтительно перед уплотнением повторно закрывают сшиванием.
Уплотнение волоконной преформы заключается в заполнении пор преформы во всем ее объеме или только в его части, материалом, который образует матрицу.
Матрица композитного материала, образующего обтекаемую структуру, может быть получена известным способом с использованием жидкостной технологии.
Жидкостная технология состоит в пропитывании преформы жидкой композицией, которая содержит органический предшественник материала матрицы. Этот органический предшественник обычно имеет форму полимера, например, смолы, возможно, растворенного в растворителе. Преформу помещают в форму, которую можно герметично закрыть, чтобы получить полость, имеющую форму конечного сформованного изделия и способную, в частности, передать закрученную форму, соответствующую окончательной форме лопасти. Затем форму закрывают и жидкий предшественник матрицы (т.е., смолу) впрыскивают во всю полость, чтобы пропитать все участки волокна преформы.
Предшественник преобразуется в органическую матрицу, т.е., полимеризуется, при термообработке по существу нагреванием формы после устранения растворителя и после твердения полимера, при этом преформу продолжают держать в форме, где она приобретает форму, соответствующую лопасти винта. Органическая матрица, в частности, может быть получена с помощью эпоксидных смол, таких как высокоэффективная эпоксидная смола, выпускаемая под наименованием PR 520 поставщиком Cytec, или из жидких предшественников для углеродных или керамических матриц.
При формировании углеродной или керамической матрицы, термообработка состоит в пиролизе органического предшественника для преобразования органической матрицы в углеродную или керамическую матрицу в зависимости от использованного предшественника и условий пиролиза. Например, жидкими предшественниками для углерода могут быть смолу с высоки содержанием кокса, например, фенольные смолы, тогда как жидкими предшественниками для керамики, в частности SiC, могут быть смолы поликарбосиланового типа (PCS), или полититанокарбосиланового типа (PTSC), или полисилазанового типа (PSZ). Для достижения требуемой степени уплотнения может понадобится провести несколько последовательных циклов от пропитки до термообработки.
Согласно одному аспекту настоящего изобретения, волоконная преформа может быть уплотнена хорошо известным способом RTM (литьевое прессование полимера). В способе RTM волоконную преформу помещают в форму, имеющую внешнюю форму лопасти. Поскольку формообразующий участок 61 изготовлен из жестких деталей и поскольку они имеют форму лопасти, которую требуется изготовить, он преимущественно работает как контрформа. Термореактивную смолу впрыскивают во внутренне пространство, определенное между деталью, изготовленной из жесткого материала и, формой, и в этом пространстве находится преформа. В этом внутреннем пространстве по существу создают перепад давления между положением, в котором впрыскивают смолу и выпускными отверстиями для смолы так, чтобы управлять пропиткой преформы смолой и оптимизировать ее.
Например, применяемой смолой может быть эпоксидная смола. Смолы подходящие для способа RTM, хорошо известны. Они предпочтительно имеют низкую вязкость, что облегчает из впрыскивание в волокна Температурный класс и/или химическую природу смолы выбирают как функцию термодинамических напряжений, которым будет подвергаться деталь. Когда смола впрыснута сквозь арматуру, она полимеризуется термообработкой в соответствии со способом RTM.
После впрыска и полимеризации деталь извлекают из формы. В конце деталь обрезают, чтобы убрать излишки смолы и на ней закругляют кромки. Другой механической обработки не требуется, поскольку сформованная деталь имеет требуемые размеры.
Жесткий ячеистый материал, применяемый для изготовления детали 30, предпочтительно является материалом с закрытыми ячейками, чтобы предотвратить попадание в них смолы и сохранить его низкую плотность после уплотнения преформы.
После уплотнения волоконной преформы получается лопасть 100 винта, показанная на фиг. 1.

Claims (20)

1. Лопасть (100) винта летательного аппарата, содержащая обтекаемую структуру (110), образованную по меньшей мере одной деталью (200) из волоконной арматуры, полученной трехмерным переплетением пряжи и уплотнением матрицей, вместе с лонжероном (60), содержащим увеличенный участок (62), отходящий наружу из волоконной арматуры и образующий хвост (120) лопасти, и формообразующий участок (61), расположенный в корпусе (206), расположенном в волоконной арматуре (200),
при этом волоконная арматура (200) содержит непереплетенную зону (204), образующую этот корпус (206) внутри волоконной арматуры (200), причем непереплетенная зона (204) открыта в нижнюю часть (220) и в заднюю кромку (230) волоконной арматуры (200) так, чтобы сформировать отверстие (231) для введения формообразующего участка (61) лонжерона (60) в корпус (206) волоконной арматуры,
отличающаяся тем, что отверстие (231), имеющееся в задней кромке (230) волоконной арматуры (200), проходит на высоту (Н231), которая меньше высоты (Н204) корпуса, так, чтобы оставить в задней кромке (230) удерживающий участок (232), который по меньшей мере частично контактирует с формообразующим участком (61) лонжерона (60).
2. Лопасть по п. 1, отличающаяся тем, что отверстие (231) в задней кромке (230) волоконной арматуры (200) проходит на высоту (Н231), лежащую в диапазоне от 20% до 50% от высоты (Н204) корпуса (206).
3. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что удерживающий участок (232) имеет ширину, уменьшающуюся между концом (204b) корпуса (206) и стыком (233) между удерживающим участком (232) и отверстием (231) в задней кромке (230) волоконной арматуры (200).
4. Лопасть по п. 3, отличающаяся тем, что зона контакта между формообразующим участком (61) лонжерона (60) и удерживающим участком (232) проходит на высоту (Н232), лежащую в диапазоне от 20% до 50% от высоты (Н204) корпуса 206.
5. Лопасть по любому из пп.1, 2, 4, отличающаяся тем, что лонжерон (60) содержит конструктивную деталь (20) из композитного материала и деталь, изготовленную из жесткого ячеистого материала (30), приклеенную к части контура конструктивной детали.
6. Лопасть по п.3, отличающаяся тем, что лонжерон (60) содержит конструктивную деталь (20) из композитного материала и деталь, изготовленную из жесткого ячеистого материала (30), приклеенную к части контура конструктивной детали.
7. Авиационный двигатель, содержащий множество лопастей по любому из пп.1-6.
8. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере один авиационный двигатель по п.7.
9. Способ изготовления лопасти (100) винта летательного аппарата, содержащий по меньшей мере этапы, на которых:
- изготавливают волоконную заготовку (200) как единую деталь способом трехмерного переплетения пряжи (201, 202), при этом заготовка содержит непереплетенную зону (204), образующую корпус (206) внутри заготовки (200), при этом непереплетенная зона (204) открыта в нижнюю часть (220) и в заднюю кромку (230) волоконной заготовки так, чтобы образовать отверстие (231);
- изготавливают лонжерон (60), содержащий увеличенный участок (62), выступающий наружу из волоконной арматуры (200), и формируют хвост (120) лопасти (10), и формообразующий участок (61), расположенный в корпусе (206), сформированном внутри волоконной арматуры (200);
- придают форму волоконной заготовке (300), вставляя формообразующий участок (61) лонжерона (60) в корпус (206) в волоконной заготовке (200) для получения преформы для обтекаемой структуры; и
уплотняют преформу матрицей для получения обтекаемой структуры (110), имеющей волоконную арматуру, образованной преформой и уплотненной матрицей,
отличающийся тем, что отверстие (231), имеющееся в задней кромке (230) волоконной заготовки (200), проходит на высоту (Н231), меньшую, чем высота (Н204) корпуса (206), так, чтобы оставить в задней кромке удерживающий участок (232), который по меньшей мере частично контактирует с формообразующим участком (61) лонжерона (60).
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что отверстие (231), имеющееся в задней кромке волоконной арматуры, проходит на высоту (Н231), лежащую в диапазоне от 20% до 50% от высоты (Н204) корпуса (206).
11. Способ по п.9, отличающийся тем, что удерживающий участок (232) имеет ширину, уменьшающуюся между концом (204b) корпуса (206) и стыком (233) между удерживающим участком (232) и отверстием (231) в задней кромке (230) волоконной заготовки (200).
12. Способ по п.11, отличающийся тем, что зона контакта между формообразующим участком (61) лонжерона (60) и удерживающим участком (232) проходит на высоту (Н232), лежащую в диапазоне от 20% до 50% от высоты (Н204) корпуса (206).
13. Способ по любому из пп.9-12, отличающийся тем, что лонжерон (60) изготавливают путем изготовления конструкционной детали (20) из композитного материала и приклеивают часть (60), изготовленную из жесткого ячеистого материала, к части контура этой конструкционной детали.
RU2016103700A 2013-07-08 2014-06-25 Композитная лопасть винта для летательного аппарата RU2671463C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201361843505P 2013-07-08 2013-07-08
US61/843,505 2013-07-08
PCT/FR2014/051595 WO2015004362A1 (fr) 2013-07-08 2014-06-25 Pale d'hélice composite pour aéronef

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016103700A RU2016103700A (ru) 2017-08-11
RU2016103700A3 RU2016103700A3 (ru) 2018-05-18
RU2671463C2 true RU2671463C2 (ru) 2018-10-31

Family

ID=51220589

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016103700A RU2671463C2 (ru) 2013-07-08 2014-06-25 Композитная лопасть винта для летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10414487B2 (ru)
EP (1) EP3019398B1 (ru)
JP (1) JP6557223B2 (ru)
CN (1) CN105358429B (ru)
BR (1) BR112016000215B1 (ru)
CA (1) CA2917165C (ru)
RU (1) RU2671463C2 (ru)
WO (1) WO2015004362A1 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3027549B1 (fr) * 2014-10-23 2017-09-08 Snecma Assemblage par un element d'ancrage mecanique entre deux pieces dont l'une est realisee en materiau composite
FR3032648B1 (fr) * 2015-02-16 2017-03-03 Herakles Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
EP4194045A1 (de) * 2015-04-30 2023-06-14 ECP Entwicklungsgesellschaft mbH Rotor für eine fluidpumpe
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
EP3406434A1 (en) * 2017-05-22 2018-11-28 Ratier-Figeac SAS Composite blade and method of manufacture
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
US10558219B2 (en) 2017-09-21 2020-02-11 Loon Llc Systems and methods for controlling an aerial vehicle using lateral propulsion and vertical movement
EP3477035B1 (en) 2017-10-30 2020-07-22 Technoform Glass Insulation Holding GmbH Spacer for photovoltaic applications
JP7213936B2 (ja) * 2017-12-27 2023-01-27 株式会社イノアックコーポレーション 回転翼及び物品
FR3076814B1 (fr) * 2018-01-12 2020-01-31 Safran Aircraft Engines Aube ou pale d'helice composite avec longeron integre pour aeronef
US11346363B2 (en) * 2018-04-30 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Composite airfoil for gas turbine
FR3084088B1 (fr) * 2018-07-23 2020-10-02 Safran Texture fibreuse pour carter en materiau composite a resistance a l'impact amelioree
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
FR3098226B1 (fr) * 2019-07-01 2021-07-23 Safran Ceram Structure fibreuse de renfort de pièces en matériau composite à épaisseur variable
US11220320B2 (en) 2019-07-17 2022-01-11 Aerostar International, Inc. Lateral propulsion systems and architectures for high altitude balloons
FR3100471B1 (fr) * 2019-09-10 2022-12-09 Safran Aircraft Engines Préforme pour aube composite
FR3107299B1 (fr) * 2020-02-14 2022-03-11 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite pour stator de turbomachine comprenant un noyau creux en plastique non poreux
FR3116466B1 (fr) 2020-11-25 2022-11-25 Safran Ceram Préforme fibreuse d'un profil aérodynamique d'aube de turbomachine
US11946391B2 (en) * 2021-03-11 2024-04-02 General Electric Company Turbine engine with composite airfoil having a non-metallic leading edge protective wrap
CN113547772B (zh) * 2021-06-08 2022-09-16 南京玻璃纤维研究设计院有限公司 一种混合结构风扇叶片制备方法
FR3124198A1 (fr) * 2021-06-17 2022-12-23 Safran Aircraft Engines Préforme fibreuse tissée à zone de déliaison refermée au moins partiellement par couture
FR3134140A1 (fr) * 2022-04-01 2023-10-06 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

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4971641A (en) * 1988-11-14 1990-11-20 General Electric Company Method of making counterrotating aircraft propeller blades
US5129787A (en) * 1991-02-13 1992-07-14 United Technologies Corporation Lightweight propulsor blade with internal spars and rigid base members
RU2142895C1 (ru) * 1996-05-15 1999-12-20 Общество с ограниченной ответственностью "МТ-Ротор" "MT-ROTOR" Лопасть винта и ее комель
WO2012001279A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Snecma Aube a longeron composite intégré
EP2540620A1 (fr) * 2011-06-30 2013-01-02 Eurocopter Pale de rotor, et aéronef
US20130017093A1 (en) * 2009-12-21 2013-01-17 Snecma Aircraft propeller blade

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0357600Y2 (ru) * 1986-06-13 1991-12-27
US5222297A (en) * 1991-10-18 1993-06-29 United Technologies Corporation Composite blade manufacture
FR2939129B1 (fr) * 2008-11-28 2014-08-22 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication.
BR112014018031B1 (pt) * 2012-01-25 2020-12-01 Safran processo e ferramenta para a fabricação de uma pá de hélice
FR2985940B1 (fr) * 2012-01-25 2014-10-24 Snecma Procede de fabrication d'une pale d'helice en materiau composite
WO2015047755A1 (en) * 2013-09-24 2015-04-02 United Technologies Corporation Fan blade assembly

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4971641A (en) * 1988-11-14 1990-11-20 General Electric Company Method of making counterrotating aircraft propeller blades
US5129787A (en) * 1991-02-13 1992-07-14 United Technologies Corporation Lightweight propulsor blade with internal spars and rigid base members
RU2142895C1 (ru) * 1996-05-15 1999-12-20 Общество с ограниченной ответственностью "МТ-Ротор" "MT-ROTOR" Лопасть винта и ее комель
US20130017093A1 (en) * 2009-12-21 2013-01-17 Snecma Aircraft propeller blade
WO2012001279A1 (fr) * 2010-07-02 2012-01-05 Snecma Aube a longeron composite intégré
EP2540620A1 (fr) * 2011-06-30 2013-01-02 Eurocopter Pale de rotor, et aéronef

Also Published As

Publication number Publication date
CA2917165C (fr) 2021-07-27
EP3019398B1 (fr) 2018-03-28
RU2016103700A (ru) 2017-08-11
CN105358429A (zh) 2016-02-24
CN105358429B (zh) 2018-01-19
US20160159460A1 (en) 2016-06-09
WO2015004362A1 (fr) 2015-01-15
JP2016528092A (ja) 2016-09-15
RU2016103700A3 (ru) 2018-05-18
JP6557223B2 (ja) 2019-08-07
EP3019398A1 (fr) 2016-05-18
US10414487B2 (en) 2019-09-17
BR112016000215B1 (pt) 2022-03-22
CA2917165A1 (fr) 2015-01-15
BR112016000215A2 (ru) 2017-07-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2671463C2 (ru) Композитная лопасть винта для летательного аппарата
US11155336B2 (en) Composite aircraft propeller blade with an integrated spar
US9616629B2 (en) Blade having an integrated composite spar
US9365956B2 (en) Fibrous structure for a part made of composite material having one or more archshaped portions
US9162750B2 (en) Aircraft propeller blade
US8685868B2 (en) Reinforcing fibrous structure for a composite material and a part containing said structure
US10850456B2 (en) Method of fabricating an airfoil element out of composite material and having metal reinforcement fastened by riveting
US11208198B2 (en) Composite propeller vane or blade for aircraft integrating a conformation part
RU2695828C2 (ru) Армирующая волокнистая структура для деталей из композиционного материала с большим диапазоном толщины
US11739649B2 (en) Woven fibrous preform for manufacturing a fan blade made of composite material
CN103998664A (zh) 具有可变编号纱线的纤维结构
US9551094B2 (en) Fiber preform of π-shaped section, in particular for a fan platform made of composite material
US11767098B2 (en) Propeller blade or vane for an aircraft with particular weaving of a fibre preform receiving a bladder filled with a shaping foam
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
CN111448346A (zh) 一种纤维结构和包含该结构的复合材料部件
US20240159163A1 (en) Method for manufacturing a turbomachine component made of composite material with a stiffening zone
CN116940724A (zh) 用于薄边复合叶片的纤维织构

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner