WO2011114073A1 - Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite - Google Patents

Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite Download PDF

Info

Publication number
WO2011114073A1
WO2011114073A1 PCT/FR2011/050554 FR2011050554W WO2011114073A1 WO 2011114073 A1 WO2011114073 A1 WO 2011114073A1 FR 2011050554 W FR2011050554 W FR 2011050554W WO 2011114073 A1 WO2011114073 A1 WO 2011114073A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
core
sheets
insert
assembly
shape
Prior art date
Application number
PCT/FR2011/050554
Other languages
English (en)
Inventor
Jean-Michel Patrick Maurice Franchet
Gilles Charles Casimir Klein
Original Assignee
Snecma
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 filed Critical Snecma
Priority to BR112012023423-4A priority Critical patent/BR112012023423B1/pt
Priority to CN201180014428.6A priority patent/CN102834220B/zh
Priority to CA2793338A priority patent/CA2793338C/fr
Priority to EP11715942.6A priority patent/EP2547489B1/fr
Priority to RU2012139421/02A priority patent/RU2563907C2/ru
Priority to US13/635,502 priority patent/US8782887B2/en
Priority to JP2012557593A priority patent/JP5805678B2/ja
Publication of WO2011114073A1 publication Critical patent/WO2011114073A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D—WORKING OR PROCESSING OF SHEET METAL OR METAL TUBES, RODS OR PROFILES WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21D53/00—Making other particular articles
    • B21D53/78—Making other particular articles propeller blades; turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B23K20/02—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating by means of a press ; Diffusion bonding
    • B23K20/021—Isostatic pressure welding
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F04D29/26—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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/236—Diffusion bonding
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Definitions

  • the field of the present invention is that of the manufacture of metal parts and more particularly that of the manufacture of leading edges or titanium trailing edges for the aeronautics, such as for example leading edges for blade blades.
  • turbomachine blower with a wide rope, which are made of composite material.
  • the fan blades of turbojet engines are now, for reasons of weight and cost, mainly made of composite material. These parts which are subject to significant mechanical stress, due to their rotational speed and the aerodynamic load they support must also withstand the possible impacts of particles or foreign bodies that would enter the air stream. For this they are protected at their leading edge and / or their trailing edge by a metal piece which covers their ends and which is glued to the composite material of the blade.
  • leading or trailing edges are generally made of titanium and are of a relatively small thickness.
  • SPFDB Super Plastic Forming and Diffusion Bonding
  • this method has the disadvantage that it only makes it difficult to control the internal shape of the cavity and in particular it limits the possibilities for an optimal connection of the sheets at the end of the cavity. It is indeed important for the mechanical strength of the leading edge, to make a junction between the two sheets which has a common tangent, transverse to the longitudinal axis of the cavity and, if possible, which has a large radius of curvature, things that does not allow the SPFDB method.
  • the object of the present invention is to remedy these drawbacks by proposing a process for manufacturing titanium leading edges or trailing edges, which offers increased possibilities for producing the leading edge cavity and / or leakage and whose realization costs are moderate.
  • the subject of the invention is a process for producing a metal insert for protecting a leading edge or leak of a compressor blade of an aeronautical machine made of composite material, by stamping of sheets and welding them by diffusion, characterized in that it comprises the steps of:
  • the core has on half of each face the shape to give to the extrados of the sheets and on its other half the shape to give the underside sheets, so as to make two inserts for each operation.
  • the core has a longitudinal depression on half of each of the faces, so as to make visible, after hot isostatic compression, the cutting lines separating the two inserts.
  • the initial stamping of the sheets generates a housing at the tip of the leading or trailing edge.
  • This housing is used to insert a reinforcement that will diffuse into the material of the insert during hot isostatic compression, to increase the mechanical strength.
  • a composite fiber reinforcement is placed in the housing during the positioning of the sheets around said core.
  • the core is made of refractory material.
  • the core is made of a metal material whose expansion coefficient is different from that of the sheets.
  • the core is advantageously covered with a non-contaminating anti-diffusion barrier for the metal material of the sheets.
  • the metal material of the core is an alloy of titanium or nickel and the barrier is yttrium oxide.
  • FIG. 1 is a schematic view of a forming step of the sheets during the production of a leading edge by a method according to one embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a schematic view of a step of pre-assembly of the sheets during the production of a leading edge by a method according to one embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of a step of assembling the sheets during the production of a leading edge by a method according to one embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a schematic view of a step of cutting the sheets during the production of a leading edge by a method according to one embodiment of the invention
  • FIG. 5 is a schematic view of a leading edge made using a method according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 6 is a view of the front portion of a leading edge during the forming step of the sheet according to a variant of the method according to the invention.
  • FIG. 1 there is shown, in two steps, a hot forming operation of a titanium sheet 1 to give it an internal shape that corresponds approximately to the outer shape of a refractory core, said core having the precise shape to give to the internal cavity of the leading edge.
  • Two sheets are thus formed successively, one of which is intended to become the upper surface 1E of the leading edge and the other its lower surface.
  • FIG. 2 shows a core 3 made of refractory material (or of a metal alloy, such as ⁇ 100, which has a coefficient of expansion very different from that of the titanium of the leading edge), surrounded by two preformed sheets 1E and II , as indicated previously, to fit the core over a large part of their length.
  • the two sheets are not shaped to meet, after assembly, facing a flat angle at the tip of the leading edge, but they end with parts that are substantially parallel and aligned along the median plane of the nucleus. As a result, the two sheets do not precisely wrap the core on which they will be assembled at the edge of the edge. attack. A residual space 4 is left which will be resorbed during the subsequent steps.
  • TIG welding arc welding with a non-fusible tungsten electrode, under an inert atmosphere, in order to bind them to one another and hold them in place on the core 3.
  • Figure 3 shows the result of a step of assembling the two sheets 1E and II, around the refractory core, by means of electron beam welding (FE). This is performed along a bead 5, parallel to the side edges of the sheets, as shown in FIG.
  • FE electron beam welding
  • FIG. 4 shows the leading edge made after a sheet assembly by a hot isostatic pressing process
  • the HIP process generates a deformation of the plates 1 which are pressed against the core 3 which they perfectly fit the shape. At the end of this step, the residual spaces 4 have been removed.
  • Figure 4 also shows how some of the steps following that of HIP compression take place.
  • each sheet 1 has been preformed so as to approach the upper surface 1E of the leading edge on a first half and the lower surface II on its other half.
  • the core 3 is shaped to have a longitudinal axis of symmetry, representing the internal shape of the leading edge on one of its halves 3 'and the same shape on the other half 3 ", but positioned this time on the Opposite face of the core: The two internal forms facing each other by the transverse median plane of the core 3, this makes it possible to produce two leading edges simultaneously.
  • the right part of the figure thus shows a first leading edge made by combining the extrados half-sheet E positioned on the upper face of the core with the half-sheet of intrados I positioned on the face lower, while the left side shows a second leading edge made from the half-sheet of intrados 1 "I and the half-sheet extrados 1" E.
  • FIG. 4 also shows two cutting lines 6 and 6 'which extend along the transverse median plane of the assembly formed by the plates 1 and the core 3. They allow to separate the two leading edges from each other after the completion of the HIP compression. Finally, it shows two clipping lines 7 and 7 'along which removal of the excess material is performed on the lateral sides of the two leading edges.
  • Figure 5 shows a leading edge at the end of realization, after separation of its twin piece and finish of the profile by a suitable machining.
  • FIG. 6 shows a variant of the method according to the invention in which the forming step is carried out by providing a housing 8 between the two sheets at the end of the residual space 4, on each side of the core 3.
  • the housing is positioned to be at the leading edge of the leading edge after HIP compression.
  • This housing has, as shown but without being imperative, a tubular shape to insert a cylindrical reinforcement composite fibers.
  • the operation begins with a conventional stamping operation which brings the sheets into a shape close to that desired for the leading edge. While in the prior art the forming had to be precise to result in a piece with almost definitive dimensions, here, the forming is used only as a means of approaching the desired shape, with the aim of simplifying the forming task to hot subsequent. In addition, in the prior art, the stamping could be accompanied by the appearance of waves on the surface of the sheet after forming, especially if one sought to make a part having a high coefficient of twisting. This phenomenon no longer exists with the invention, the forming deformation being less severe.
  • the shape given to the matrix is such that it gives the shape of the extrados to one half of the sheet and the shape of the intrados on its other half.
  • Two sheets are thus formed, one intended to be placed on the upper part of the core and a second on its lower part, vis-à-vis the first.
  • the two sheets are assembled around the core by a pointing and TIG welding operation, along the lateral edges of the sheets.
  • the assembly is then placed in a vacuum chamber for performing electron beam welding.
  • An uninterrupted weld bead 5 is made both along the lateral edges of the sheets but also on their transverse edges, which allows to completely surround the core 3 and close the assembly.
  • the assembly constituted by the core 3 and the two sheets 1E and II then undergoes a hot isostatic pressing operation, conducted at a temperature of about 940 ° C, in the case considered a TA6V titanium alloy blade.
  • the metal is relatively soft and can flow under the action of pressure, about 1000 bar, applied to it.
  • the two sheets deform to come perfectly fit the shape of the core 3 and remove residual spaces 4.
  • the two sheets meet at the tip of the core at a flat angle.
  • the two sheets are soldered by diffusion.
  • the combination of the two phenomena results in the formation of an internal cavity at the leading edge which has exactly the shape of the core and which has at its tip a radius of curvature of the desired size. Because of the temperature adopted the radius of curvature is achieved without the appearance of a stress coefficient at this point, as was the case in the prior art.
  • the following operations consists of disassembling the two leading edges made by making two cuts 6 and 6 'along the transverse median plane of the assembly containing the core 3.
  • the core preferably has along the lines of cutting a longitudinal depression, not shown in the figures, which marks the location of the cutting lines.
  • the metal flue sheet During the HIP compression the metal flue sheet and comes fill the depression of the core 3 and recreate a depression on the outer face of the sheets that will be visible from the outside. The operator thus knows where to practice the two cuts 6 and 6 '.
  • the core is made of a material chosen so that there is no adhesion of the sheets on it.
  • This material is generally a refractory material, with which there is no diffusion of titanium, or a metallic material having a coefficient of expansion different from that used for the sheets. These differences in expansion avoid, in this case, the bonding of the sheets 1 on the core 3 during the HIP compression operation.
  • the core of metallic material is, moreover, covered with a non-contaminating anti-diffusion barrier for titanium, such as yttrium oxide, which avoids any risk of sticking during HIP compression.
  • the invention allows its reuse, since it is neither damaged nor consumed during the implementation of the method according to the invention. This therefore allows a reduction in the cost of producing a leading edge, regardless of the quality obtained for the realization of its internal cavity.
  • the end of the process comprises a step of removing the excess material along the lateral edges of the two leading edges, by cutting along the contouring lines 7 and T.
  • a final machining makes it possible to give the desired external shape to the edge attack.
  • the preforming die of the sheets is shaped so as to generate a housing 8 at the end of the residual space 4.
  • a composite fiber reinforcement is placed in this housing at the time of installation. plates 1 on the core 3, before the pointing operation and TIG welding.
  • the fiber trapped in this housing diffuses into the metal sheet during the HIP compression operation and creates a fibrous reinforcement at the tip of the leading edge. This improves the resistance of the leading edge to erosion and impacts.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Welding Or Cutting Using Electron Beams (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Arc Welding In General (AREA)

Abstract

Procédé de réalisation d'un insert métallique pour la protection d'un bord d'attaque ou de fuite d'une aube de compresseur d'une machine aéronautique réalisée en matériau composite, par matriçage de tôles (1) et soudage entre elles par diffusion, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes de : mise en forme initiale des tôles par matriçage pour les rapprocher de la forme de l'extrados (1E) et de l'intrados (II) dudit insert; réalisation d'un noyau (3) ayant la forme de la cavité interne de l'insert métallique à réaliser, une de ses faces reproduisant la forme interne de l'extrados de l'insert et l'autre face reproduisant la forme interne de l'intrados de l'insert; positionnement desdites tôles autour dudit noyau et solidarisation de l'ensemble; mise sous vide et fermeture de l'ensemble par soudage; assemblage de l'ensemble par compression isostatique à chaud; découpe de l'ensemble pour extraction du noyau (3) et séparation de l'insert; réalisation du profil externe de l'insert par un usinage final.

Description

Le domaine de la présente invention est celui de la fabrication de pièces métalliques et plus particulièrement celui de la fabrication de bords d'attaque ou de bords de fuite en titane pour l'aéronautique, comme par exemple des bords d'attaque pour des aubes de soufflante de turbomachines, à large corde, qui sont réalisées en matériau composite.
Les aubes de fan des turboréacteurs sont maintenant, pour des raisons de poids et de coûts, réalisées majoritairement en matériau composite. Ces pièces qui sont soumises à d'importantes contraintes mécaniques, dues à leur vitesse de rotation et à la charge aérodynamique qu'elles supportent, doivent en outre résister aux éventuels impacts de particules ou de corps étrangers qui pénétreraient dans la veine d'air. Pour cela elles sont protégées au niveau de leur bord d'attaque et/ou de leur bord de fuite, par une pièce métallique qui recouvre leurs extrémités et qui est collée sur le matériau composite de la pale.
La gamme actuelle de fabrication des bords d'attaque en titane pour des aubes fan en composite est lourde et complexe à mettre en œuvre, ce qui implique des coûts importants. Elle est en effet principalement basée sur des opérations de formage à chaud, ce qui nécessite des outillages qui résistent aux températures pratiquées. Elle nécessite en outre la réalisation d'usinages importants tant au stade des pièces intermédiaires qu'au stade final de la réalisation.
Pour des raisons de poids et de tenue mécanique ces bords d'attaque ou de fuite sont généralement réalisés en titane et sont d'une épaisseur relativement faible. Compte tenu de cette faible épaisseur, l'emploi d'un procédé de fabrication comprenant l'assemblage de tôles par un procédé de formage superplastique et soudage par diffusion (SPFDB pour Super Plastic Forming and Diffusion Bonding), a naturellement été proposé. Un tel procédé est décrit dans la demande de brevet EP 1574270 de la demanderesse.
Mais ce procédé a pour inconvénient qu'il ne permet que difficilement de maîtriser la forme intérieure de la cavité et en particulier il limite les possibilités pour un raccordement optimal des tôles au niveau de l'extrémité de la cavité. Il est, en effet, important pour la tenue mécanique du bord d'attaque, de réaliser une jonction entre les deux tôles qui présente une tangente commune, transversale à l'axe longitudinal de la cavité et, si possible, qui présente un grand rayon de courbure, choses que ne permet pas le procédé SPFDB.
La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un procédé de fabrication de bords d'attaque ou de bords de fuite en titane, qui offre des possibilités accrues pour la réalisation de la cavité de bord d'attaque et/ou de fuite et dont les coûts de réalisation soient modérés. A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de réalisation d'un insert métallique pour la protection d'un bord d'attaque ou de fuite d'une aube de compresseur d'une machine aéronautique réalisée en matériau composite, par matriçage de tôles et soudage entre elles par diffusion, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes de :
- mise en forme initiale des tôles par matriçage pour les rapprocher de la forme de l'extrados et de l'intrados dudit insert,
- réalisation d'un noyau ayant la forme de la cavité interne de l'insert métallique à réaliser, une de ses faces reproduisant la forme interne de l'extrados de l'insert et l'autre face reproduisant la forme interne de l'intrados de l'insert, les deux faces se rejoignant en une pointe reproduisant la forme interne du bord d'attaque ou de fuite,
positionnement desdites tôles autour dudit noyau, les deux tôles se rejoignant en étant parallèles au niveau de la pointe du noyau, et solidarisation de l'ensemble,
- mise sous vide et fermeture de l'ensemble par soudage,
- assemblage de l'ensemble par compression isostatique à chaud,
- découpe de l'ensemble pour extraction du noyau et séparation de l'insert,
- réalisation du profil externe de l'insert par un usinage final.
L'utilisation de la compression isostatique à chaud associée à un noyau permet d'obtenir une continuité dans la courbure de la cavité interne de l'insert métallique et ainsi d'éviter des concentrations de contraintes à la pointe de la cavité.
De façon préférentielle le noyau a sur la moitié de chaque face la forme à donner à l'extrados des tôles et sur son autre moitié la forme à donner à l'intrados des tôles, de façon à réaliser deux inserts à chaque opération.
On double ainsi la vitesse de production des inserts de bords d'attaque et/ou de fuite et on améliore la productivité du poste de travail.
Avantageusement le noyau présente une dépression longitudinale sur la moitié de chacune des faces, de manière à rendre visibles, après la compression isostatique à chaud, les lignes de découpe séparant les deux inserts.
Avec cette dépression visible de l'extérieur, le compagnon sait où découper l'ensemble pour séparer les deux bords d'attaque réalisés.
Dans un mode de réalisation le matriçage initial des tôles génère un logement au niveau de la pointe du bord d'attaque ou de fuite.
Ce logement sert à y insérer un renfort qui se diffusera dans le matériau de l'insert lors de la compression isostatique à chaud, pour en accroître la tenue mécanique.
Avantageusement, dans ce mode de réalisation, un renfort en fibre composites est placé dans le logement lors du positionnement des tôles autour dudit noyau.
De façon préférentielle le noyau est réalisé en matériau réfractaire.
Dans un autre mode de réalisation le noyau est réalisé en un matériau métallique dont le coefficient de dilatation est différent de celui des tôles.
Dans ce mode de réalisation le noyau est avantageusement recouvert d'une barrière anti-diffusion non contaminante pour le matériau métallique des tôles.
Préférentiellement, le matériau métallique du noyau est un alliage de titane ou de nickel et la barrière est de l'oxyde d'yttrium. L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif, en référence aux dessins schématiques annexés.
Sur ces dessins : - la figure 1 est une vue schématique d'une étape de formage des tôles, au cours de la réalisation d'un bord d'attaque par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 2 est une vue schématique d'une étape de pré- assemblage des tôles au cours de la réalisation d'un bord d'attaque par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 3 est une vue schématique d'une étape d'assemblage des tôles au cours de la réalisation d'un bord d'attaque par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 4 est une vue schématique d'une étape de découpe des tôles au cours de la réalisation d'un bord d'attaque par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 5 est une vue schématique d'un bord d'attaque réalisé à l'aide d'un procédé selon un mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 6 est une vue de la partie avant d'un bord d'attaque lors de l'étape de formage des tôles selon une variante du procédé selon l'invention.
En se référant à la figure 1, on voit, en deux étapes, une opération de formage à chaud d'une tôle 1 en titane afin de lui donner une forme interne qui corresponde approximativement à la forme externe d'un noyau réfractaire, ledit noyau ayant la forme précise à donner à la cavité interne du bord d'attaque. Deux tôles sont ainsi formées successivement, dont l'une a vocation à devenir l'extrados 1E du bord d'attaque et l'autre son intrados IL
La figure 2 montre un noyau 3, en matériau réfractaire (ou en un alliage métallique, tel que de ΓΙΝ100, qui présente un coefficient de dilatation très différent de celui du titane du bord d'attaque), entouré par deux tôles 1E et II préformées, comme indiqué précédemment, pour s'adapter au noyau sur une grande partie de leur longueur. On remarque que les deux tôles ne sont pas conformées pour se rejoindre, après assemblage, en se faisant face selon un angle plat au niveau de la pointe du bord d'attaque, mais qu'elles se terminent par des parties qui sont sensiblement parallèles et alignées selon le plan médian du noyau. En conséquence les deux tôles n'enveloppent pas précisément le noyau sur lequel elles vont être assemblées au niveau de la pointe du bord d'attaque. Un espace résiduel 4 est laissé qui sera résorbé au cours des étapes ultérieures.
Dans cette configuration les tôles sont assemblées par pointage
(non visible sur la figure) et soudage TIG (soudage à l'arc avec une électrode non fusible en tungstène, sous atmosphère inerte), afin de les lier l'une à l'autre et les maintenir en place sur le noyau 3.
La figure 3 montre le résultat d'une étape d'assemblage des deux tôles 1E et II, autour du noyau réfractaire, au moyen d'un soudage par faisceau d'électron (FE). Celui-ci est effectué le long d'un cordon 5, parallèlement aux bords latéraux des tôles, comme indiqué sur la figure
3, mais aussi aux extrémités transversales de la pièce (non représentées).
La figure 4 montre le bord d'attaque réalisé après un assemblage des tôles par un procédé de compression isostatique à chaud
(ou HIP pour high isostatic pressure). Le procédé HIP génère une déformation des tôles 1 qui viennent se plaquer contre le noyau 3 dont elles épousent parfaitement la forme. A l'issue de cette étape, les espaces résiduels 4 ont été supprimées.
La figure 4 montre également comment s'effectuent certaines des étapes qui suivent celle de la compression HIP. En premier lieu il convient de remarquer que chaque tôle 1 a été préformée de façon à approcher l'extrados 1E du bord d'attaque sur une première moitié et l'intrados II sur son autre moitié. De même le noyau 3 est conformé pour présenter un axe longitudinal de symétrie, en représentant la forme interne du bord d'attaque sur une de ses moitiés 3' et la même forme sur l'autre moitié 3", mais positionnée cette fois sur la face opposée du noyau. Les deux formes internes se faisant face par le plan médian transverse du noyau 3, cela permet de réaliser deux bords d'attaque simultanément.
La partie droite de la figure montre ainsi un premier bord d'attaque réalisé par association de la demi-tôle d'extrados l'E positionnée sur la face supérieure du noyau avec la demi-tôle d'intrados l'I positionnée sur la face inférieure, alors que la partie gauche montre un second bord d'attaque réalisé à partir de la demi-tôle d'intrados 1"I et de la demi-tôle d'extrados 1"E.
La figure 4 montre également deux lignes de découpe 6 et 6' qui s'étendent le long du plan médian transverse de l'ensemble formé par les tôles 1 et par le noyau 3. Elles permettent de séparer les deux bords d'attaque l'un de l'autre après la réalisation de la compression HIP. Elle montre enfin deux lignes de détourage 7 et 7' le long desquelles est pratiqué l'enlèvement de la matière excédentaire sur les côtés latéraux des deux bords d'attaque.
La figure 5 montre un bord d'attaque en fin de réalisation, après séparation de sa pièce jumelle et finition du profil par un usinage approprié.
La figure 6 présente une variante du procédé selon l'invention dans laquelle l'étape de formage s'effectue en ménageant un logement 8 entre les deux tôles en extrémité de l'espace résiduel 4, de chaque côté du noyau 3. Le logement est positionné de façon à se retrouver au niveau de la pointe du bord d'attaque après la compression HIP. Ce logement a, tel que représenté mais sans que ce soit impératif, une forme tubulaire pour pouvoir y insérer un renfort cylindrique en fibres composites.
On va maintenant décrire le déroulement de la fabrication simultanée de deux bords d'attaque par un procédé selon un mode de réalisation de l'invention.
L'opération débute par une opération classique de matriçage qui amène les tôles dans une forme proche de celle souhaitée pour le bord d'attaque. Alors que dans l'art antérieur le formage devait être précis pour aboutir à une pièce aux dimensions quasiment définitives, ici, le formage n'est utilisé que comme moyen d'approcher la forme voulue, avec pour objectif de simplifier la tâche de formage à chaud ultérieure. En complément, dans l'art antérieur, le matriçage pouvait s'accompagner de l'apparition de vagues sur la surface de la tôle après formage, surtout si l'on cherchait à réaliser une pièce présentant un fort coefficient de vrillage. Ce phénomène n'existe plus avec l'invention, la déformation en formage étant moins sévère.
La forme donnée à la matrice est telle qu'elle donne la forme de l'extrados à une moitié de la tôle et la forme de l'intrados sur son autre moitié. Deux tôles sont ainsi formées, l'une destinée à être placée sur la partie supérieure du noyau et une seconde sur sa partie inférieure, en vis- à-vis de la première. Les deux tôles sont assemblées autour du noyau par une opération de pointage et de soudage TIG, le long des bords latéraux des tôles. L'ensemble est ensuite placé dans une enceinte de mise sous vide pour la réalisation d'un soudage par faisceau d'électrons. Un cordon de soudure 5 ininterrompu est réalisé à la fois le long des bords latéraux des tôles mais aussi sur leur bords transversaux, ce qui permet d'entourer complètement le noyau 3 et de refermer l'ensemble. Le vide est ainsi maintenu entre les tôles 1 et le noyau 3, et en particulier dans les espaces résiduels 4 laissés entre les tôles 1E, II et les pointes du noyau 3. Il convient de remarquer que l'opération de mise sous vide, qui est nécessaire pour le soudage par faisceau d'électrons, aurait aussi été nécessaire pour l'exécution de l'étape suivante du procédé selon l'invention. La combinaison de ces deux opérations de mise sous vide, aboutit à une simplification du procédé et participe ainsi à l'atteinte de l'objectif de réduction du coût de réalisation du bord d'attaque.
L'ensemble constitué par le noyau 3 et les deux tôles 1E et II subit ensuite une opération de compression isostatique à chaud, conduite à une température d'environ 940°C, dans le cas considéré d'une aube en alliage de titane TA6V. A cette température le métal est relativement mou et peut fluer sous l'action de la pression, d'environ 1000 bars, qui lui est appliquée. Les deux tôles se déforment pour venir épouser parfaitement la forme du noyau 3 et supprimer les espaces résiduels 4. En particulier les deux tôles se rejoignent au niveau de la pointe du noyau selon un angle plat. Parallèlement, sous l'effet de la chaleur, les deux tôles se soudent par diffusion. La combinaison des deux phénomènes conduit à former une cavité interne au bord d'attaque qui a exactement la forme du noyau et qui présente, à sa pointe, un rayon de courbure de la taille désirée. Du fait de la température adoptée le rayon de courbure est réalisé sans l'apparition d'un coefficient de contraintes en ce point, comme c'était le cas dans l'art antérieur.
La suite des opérations consiste à désassembler les deux bords d'attaque réalisés en pratiquant deux découpes 6 et 6' le long du plan médian transverse de l'ensemble renfermant le noyau 3. Pour faciliter cette opération le noyau présente préférentiellement le long des lignes de découpe une dépression longitudinale, non représentée sur les figures, qui marque l'emplacement des lignes de découpe. Au cours de la compression HIP le métal des tôles flue et vient remplir la dépression du noyau 3 et recréer une dépression sur la face externe des tôles qui sera visible de l'extérieur. L'opérateur sait ainsi où pratiquer les deux découpes 6 et 6'.
Par ailleurs le noyau est réalisé dans un matériau choisi de façon à ce qu'il n'y ait pas adhérence des tôles sur lui. Ce matériau est généralement un matériau réfractaire, avec lequel il n'y a pas diffusion du titane, ou un matériau métallique ayant un coefficient de dilatation différent de celui utilisé pour les tôles. Ces différences de dilatation évitent, dans ce cas, le collage des tôles 1 sur le noyau 3 lors de l'opération de compression HIP. Dans un mode particulier de réalisation, le noyau en matériau métallique est, par ailleurs, recouvert d'une barrière anti-diffusion non contaminante pour le titane, tel que de l'oxyde d'yttrium, ce qui évite tout risque de collage lors de la compression HIP.
Quel que soit le type de noyau utilisé, l'invention permet sa réutilisation, puisqu'il n'est ni détérioré ni consommé lors de la mise en œuvre du procédé selon l'invention. Celle-ci permet donc une diminution du coût de la réalisation d'un bord d'attaque, indépendamment de la qualité obtenue pour la réalisation de sa cavité interne.
La fin du procédé comporte une étape d'enlèvement de la matière excédentaire le long des bords latéraux des deux bords d'attaque, par une découpe selon les lignes de détourage 7 et T. Un usinage final permet de donner la forme extérieure recherchée au bord d'attaque.
Dans la variante illustrée sur la figure 6, la matrice de préformage des tôles est conformée de façon à générer un logement 8, en extrémité de l'espace résiduel 4. Un renfort en fibre composites est placé dans ce logement au moment de l'installation des tôles 1 sur le noyau 3, avant l'opération de pointage et soudage TIG. La fibre emprisonnée dans ce logement diffuse dans le métal des tôles lors de l'opération de compression HIP et crée un renfort fibreux au niveau de la pointe du bord d'attaque. On améliore ainsi la résistance du bord d'attaque à l'érosion et aux impacts.
Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un mode de réalisation particulier, il est bien évident qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de réalisation d'un insert métallique pour la protection d'un bord d'attaque ou de fuite d'une aube de compresseur d'une machine aéronautique réalisée en matériau composite, par matriçage de tôles (1) et soudage entre elles par diffusion,
caractérisé en ce qu'il comporte les étapes de :
- mise en forme initiale des tôles par matriçage pour les rapprocher de la forme de l'extrados (1E) et de l'intrados (II) dudit insert,
- réalisation d'un noyau (3) ayant la forme de la cavité interne de l'insert métallique à réaliser, une de ses faces reproduisant la forme interne de l'extrados de l'insert et l'autre face reproduisant la forme interne de l'intrados de l'insert, les deux faces se rejoignant en une pointe reproduisant la forme interne du bord d'attaque ou de fuite,
- positionnement desdites tôles autour dudit noyau, les deux tôles se rejoignant en étant parallèles au niveau de la pointe du noyau, et solidarisation de l'ensemble,
- mise sous vide et fermeture de l'ensemble par soudage,
- assemblage de l'ensemble par compression isostatique à chaud, - découpe de l'ensemble pour extraction du noyau (3) et séparation de l'insert,
- réalisation du profil externe de l'insert par un usinage final.
2. Procédé selon la revendication 1 dans lequel le noyau (3) a sur la moitié de chaque face la forme à donner à l'extrados (l'E) des tôles et sur son autre moitié la forme à donner à l'intrados (l'I) des tôles, de façon à réaliser deux inserts à chaque opération.
3. Procédé selon la revendication 2 dans lequel le noyau (3) présente une dépression longitudinale sur la moitié de chacune des faces, de manière à rendre visibles, après la compression isostatique à chaud, les lignes de découpe (6) séparant les deux inserts.
4. Procédé selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel le matriçage initial des tôles génère un logement (8) au niveau de la pointe du bord d'attaque ou de fuite.
5. Procédé selon la revendication 4 dans lequel un renfort en fibre composites est placé dans le logement (8) lors du positionnement des tôles (1) autour dudit noyau (3).
6. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5 dans lequel le noyau est réalisé en matériau réfractaire.
7. Procédé selon l'une des revendications 1 à 5 dans lequel le noyau (3) est réalisé en un matériau métallique dont le coefficient de dilatation est différent de celui des tôles (1).
8. Procédé selon la revendication 7 dans lequel le noyau (3) est recouvert d'une barrière anti-diffusion non contaminante pour le matériau métallique des tôles (1).
9. Procédé selon la revendication 8 dans lequel le matériau métallique du noyau est un alliage de titane ou de nickel et la barrière est de l'oxyde d'yttrium.
PCT/FR2011/050554 2010-03-19 2011-03-18 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite WO2011114073A1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BR112012023423-4A BR112012023423B1 (pt) 2010-03-19 2011-03-18 Método de produção de um inserto metálico para a proteção de um bordo de ataque em material compósito.
CN201180014428.6A CN102834220B (zh) 2010-03-19 2011-03-18 制作金属嵌入件以保护复合材料制成的前缘的方法
CA2793338A CA2793338C (fr) 2010-03-19 2011-03-18 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
EP11715942.6A EP2547489B1 (fr) 2010-03-19 2011-03-18 Procédé de réalisation d'un renfort métallique d' aube de turbomachine
RU2012139421/02A RU2563907C2 (ru) 2010-03-19 2011-03-18 Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала
US13/635,502 US8782887B2 (en) 2010-03-19 2011-03-18 Method for producing a metal insert to protect a leading edge made of a composite material
JP2012557593A JP5805678B2 (ja) 2010-03-19 2011-03-18 複合材料から作製された前縁を保護する金属インサートを作り出すための方法

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1051992 2010-03-19
FR1051992A FR2957545B1 (fr) 2010-03-19 2010-03-19 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011114073A1 true WO2011114073A1 (fr) 2011-09-22

Family

ID=42340764

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2011/050554 WO2011114073A1 (fr) 2010-03-19 2011-03-18 Procede de realisation d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8782887B2 (fr)
EP (1) EP2547489B1 (fr)
JP (1) JP5805678B2 (fr)
CN (1) CN102834220B (fr)
BR (1) BR112012023423B1 (fr)
CA (1) CA2793338C (fr)
FR (1) FR2957545B1 (fr)
RU (1) RU2563907C2 (fr)
WO (1) WO2011114073A1 (fr)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012101356A1 (fr) * 2011-01-24 2012-08-02 Snecma Procédé de réalisation d'un renfort métallique
FR2991710A1 (fr) * 2012-06-06 2013-12-13 Snecma Aube de turbomachine comportant un insert recouvrant le bord de fuite
JP2015520033A (ja) * 2012-04-19 2015-07-16 スネクマ 複合物でできた前縁を保護するためのインサートを備えた金属補強材を形成するための方法
FR3049883A1 (fr) * 2016-04-12 2017-10-13 Snecma Noyau de conformation a chaud d'une piece metallique et procede de fabrication
WO2020128242A1 (fr) 2018-12-21 2020-06-25 Safran Procede de fabrication d'un noyau metallique, et procede de fabrication d'un bouclier de bord d'attaque d'une aube a partir d'un tel noyau metallique
WO2020260805A1 (fr) 2019-06-28 2020-12-30 Safran Aircraft Engines Noyau de conformation à chaud d'une pièce métallique et procédé de fabrication, de régénération et de conformation
FR3114762A1 (fr) 2020-10-06 2022-04-08 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'une aube de compresseur de turbomachine par compactage
FR3129311A1 (fr) 2021-11-24 2023-05-26 Safran Bouclier de bord d’attaque, aube comprenant un bouclier et procede de fabrication

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8919633B2 (en) * 2012-01-04 2014-12-30 General Electric Company Seal assembly and method for assembling a turbine
FR2991206B1 (fr) * 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'une aube de turbomachine
KR101677030B1 (ko) 2013-05-10 2016-11-17 엘지전자 주식회사 원심팬
EP2829733B1 (fr) 2013-05-10 2021-01-27 Lg Electronics Inc. Ventilateur centrifuge
EP3049627B1 (fr) * 2013-09-24 2019-10-30 United Technologies Corporation Composant de turbine à gaz et méthode de fabrication d'un composant de turbine à gaz
DE102013226594A1 (de) * 2013-12-19 2015-06-25 Robert Bosch Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Laufrads und eines Läufers
GB201400883D0 (en) 2014-01-20 2014-03-05 Rolls Royce Plc Method of making an aerofoil cladding body
CN103936450B (zh) * 2014-03-26 2015-04-08 西北工业大学 一种尖锐前缘的制备方法
FR3026033B1 (fr) * 2014-09-19 2017-03-24 Snecma Procede de fabrication de bouclier de bord d'attaque
EP3034786B1 (fr) 2014-12-19 2019-07-31 Rolls-Royce plc Aube de soufflant de turbine á gaz avec plusiers zones de cisaillement
US10107136B2 (en) 2014-12-19 2018-10-23 Rolls-Royce Plc Blade
EP3034785B1 (fr) * 2014-12-19 2019-01-30 Rolls-Royce plc Aube de soufflant de turbine à gaz avec résistance variable à la fracture
FR3038622B1 (fr) * 2015-07-06 2017-08-04 Snecma Procede de traitement thermique d'une preforme en poudre en alliage a base de titane
PL3211243T3 (pl) * 2016-02-24 2021-02-08 Punker Gmbh Łopatka profilowana, koło wentylatora i sposób wytwarzania łopatki profilowanej
CN105880943B (zh) * 2016-05-06 2018-11-16 西安煤矿机械有限公司 一种大型空间曲面板的成型方法
FR3090427B1 (fr) * 2018-12-21 2023-11-10 Safran Procede de fabrication d’un noyau
FR3090695B1 (fr) 2018-12-21 2020-12-04 Safran revetement pour noyau de conformage a chaud
GB201900911D0 (en) * 2019-01-23 2019-03-13 Rolls Royce Plc A method of forming a protective sheath for an aerofoil component
US10953461B2 (en) * 2019-03-21 2021-03-23 Raytheon Technologies Corporation Investment casting method including forming of investment casting core
FR3094253B1 (fr) 2019-03-29 2023-06-16 Safran Aircraft Engines Procede de collage d’une piece metallique sur un element en materiau composite d’une turbomachine d’aeronef
US11215054B2 (en) * 2019-10-30 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with encapsulating sheath
US11466576B2 (en) 2019-11-04 2022-10-11 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with continuous stiffness joint
CN114961873B (zh) * 2021-02-25 2024-05-31 中国航发商用航空发动机有限责任公司 可恢复变形的叶片及包含其的涡扇发动机
US20220388090A1 (en) * 2021-06-04 2022-12-08 The Boeing Company Fabrication of thick stock via diffusion bonding of titanium alloys
FR3128895B1 (fr) 2021-11-10 2024-04-26 Safran Procédé de fabrication d’un dispositif de protection métallique du bord d’attaque d’une aube intégrant un système de dégivrage et dispositif de protection obtenu par ce procédé
US20230271242A1 (en) * 2022-02-28 2023-08-31 Spirit Aerosystems, Inc. Method for forming and heat treating near net shape complex structures from sheet metal
CN114669970A (zh) * 2022-05-06 2022-06-28 北京航空航天大学 一种复材叶片钛合金包边的成形方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2799919A (en) * 1951-11-01 1957-07-23 Gen Motors Corp Sheet metal blade and manufacture
FR2319008A1 (fr) 1975-07-24 1977-02-18 United Technologies Corp Procede de fabrication de gaines protectrices pour pales
EP0192105A1 (fr) 1985-02-21 1986-08-27 BBC Brown Boveri AG Méthode pour former à chaud au moins une feuille de métal d'une matière difficilement déformable
EP0245548A1 (fr) * 1985-04-15 1987-11-19 Ontario Technologies Corporation Méthode de fabrication d'une structure du type plan à profil d'aile en métal creux
EP0468221A2 (fr) * 1990-06-27 1992-01-29 Compressor Components Textron Inc. Méthode de fabrication d'articles creux
EP1574270A1 (fr) 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2615236A (en) * 1947-06-27 1952-10-28 Curtiss Wright Corp Blade edge welding technique
US3002567A (en) * 1953-10-21 1961-10-03 Parsons Corp Spar for sustaining rotors
US2884077A (en) * 1953-10-21 1959-04-28 Parsons Corp Rotor blade having a gap-bonded aft structure and method of fabricating same
US3936920A (en) * 1972-08-14 1976-02-10 Tre Corporation Aerodynamic shell structure with fittings and method for fabricating same
US3981344A (en) * 1974-08-21 1976-09-21 United Technologies Corporation Investment casting mold and process
FR2616409B1 (fr) * 1987-06-09 1989-09-15 Aerospatiale Pale en materiaux composites et son procede de fabrication
US5210946A (en) * 1992-06-26 1993-05-18 Hudson Products Corporation Leading edge protection for fan blade
DE10307610A1 (de) * 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
DE10337866B4 (de) * 2003-08-18 2014-07-24 MTU Aero Engines AG Verfahren zur Herstellung von Bauteilen für Gasturbinen
RU2251476C1 (ru) * 2003-09-17 2005-05-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Уралавиаспецтехнология" Способ восстановления лопаток паровых турбин
RU2297538C2 (ru) * 2005-04-28 2007-04-20 Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" Способ упрочнения поверхности верхней части пера турбинной лопатки
US20100068065A1 (en) * 2007-01-29 2010-03-18 Find Molholt Jensen Wind turbine blade
US7896616B2 (en) * 2007-01-29 2011-03-01 General Electric Company Integrated leading edge for wind turbine blade
US8083487B2 (en) * 2007-07-09 2011-12-27 General Electric Company Rotary airfoils and method for fabricating same
FR2918919B1 (fr) * 2007-07-17 2013-03-29 Eurocopter France Procede et dispositif pour coller la coiffe metallique d'un bord d'attaque d'une voiture
WO2010084941A1 (fr) * 2009-01-22 2010-07-29 株式会社Ihi Procédé de fabrication d'un élément de renfort du bord d'attaque d'une aube de soufflante
WO2010084942A1 (fr) * 2009-01-22 2010-07-29 株式会社Ihi Procédé de fabrication d'un élément de renfort du bord d'attaque d'une aube de soufflante
WO2011064406A1 (fr) * 2009-11-30 2011-06-03 Snecma Procede de realisation d' un renfort metallique d' aube de turbomachine
FR2956602B1 (fr) * 2010-02-25 2012-05-25 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2961866B1 (fr) * 2010-06-24 2014-09-26 Snecma Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine
FR2965202B1 (fr) * 2010-09-28 2012-10-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede
FR2965498B1 (fr) * 2010-10-05 2012-09-28 Snecma Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.
FR2970196B1 (fr) * 2011-01-10 2012-12-28 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
FR2970668B1 (fr) * 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique
JP6026439B2 (ja) * 2011-03-01 2016-11-16 スネクマ タービンエンジンブレード補強材などの金属部品を製造するプロセス

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2799919A (en) * 1951-11-01 1957-07-23 Gen Motors Corp Sheet metal blade and manufacture
FR2319008A1 (fr) 1975-07-24 1977-02-18 United Technologies Corp Procede de fabrication de gaines protectrices pour pales
EP0192105A1 (fr) 1985-02-21 1986-08-27 BBC Brown Boveri AG Méthode pour former à chaud au moins une feuille de métal d'une matière difficilement déformable
EP0245548A1 (fr) * 1985-04-15 1987-11-19 Ontario Technologies Corporation Méthode de fabrication d'une structure du type plan à profil d'aile en métal creux
EP0468221A2 (fr) * 1990-06-27 1992-01-29 Compressor Components Textron Inc. Méthode de fabrication d'articles creux
EP1574270A1 (fr) 2004-03-08 2005-09-14 Snecma Moteurs Procédé de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012101356A1 (fr) * 2011-01-24 2012-08-02 Snecma Procédé de réalisation d'un renfort métallique
US9328614B2 (en) 2011-01-24 2016-05-03 Snecma Method of making a metal reinforcing piece
JP2015520033A (ja) * 2012-04-19 2015-07-16 スネクマ 複合物でできた前縁を保護するためのインサートを備えた金属補強材を形成するための方法
FR2991710A1 (fr) * 2012-06-06 2013-12-13 Snecma Aube de turbomachine comportant un insert recouvrant le bord de fuite
FR3049883A1 (fr) * 2016-04-12 2017-10-13 Snecma Noyau de conformation a chaud d'une piece metallique et procede de fabrication
WO2017178742A1 (fr) 2016-04-12 2017-10-19 Safran Aircraft Engines Noyau de conformation a chaud d'une piece metallique et procede de fabrication
WO2020128242A1 (fr) 2018-12-21 2020-06-25 Safran Procede de fabrication d'un noyau metallique, et procede de fabrication d'un bouclier de bord d'attaque d'une aube a partir d'un tel noyau metallique
FR3090426A1 (fr) 2018-12-21 2020-06-26 Safran Procede de fabrication d’un noyau metallique, et procede de fabrication d’un bouclier de bord d’attaque d’une aube a partir d’un tel noyau metallique
WO2020260805A1 (fr) 2019-06-28 2020-12-30 Safran Aircraft Engines Noyau de conformation à chaud d'une pièce métallique et procédé de fabrication, de régénération et de conformation
FR3097791A1 (fr) 2019-06-28 2021-01-01 Safran Aircraft Engines Noyau de conformation a chaud d’une piece metallique et procede de fabrication, de regeneration et de conformation
US11970955B2 (en) 2019-06-28 2024-04-30 Safran Aircraft Engines Core for high-temperature shaping of a metal part and manufacturing, regeneration and shaping process
FR3114762A1 (fr) 2020-10-06 2022-04-08 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'une aube de compresseur de turbomachine par compactage
WO2022074314A1 (fr) 2020-10-06 2022-04-14 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d'une aube de compresseur de turbomachine par compactage
US11904420B2 (en) 2020-10-06 2024-02-20 Safran Aircraft Engines Method for manufacturing a turbomachine compressor blade by compacting
FR3129311A1 (fr) 2021-11-24 2023-05-26 Safran Bouclier de bord d’attaque, aube comprenant un bouclier et procede de fabrication

Also Published As

Publication number Publication date
CN102834220A (zh) 2012-12-19
US20130008027A1 (en) 2013-01-10
EP2547489A1 (fr) 2013-01-23
RU2012139421A (ru) 2014-04-27
FR2957545A1 (fr) 2011-09-23
US8782887B2 (en) 2014-07-22
RU2563907C2 (ru) 2015-09-27
BR112012023423A2 (pt) 2018-05-08
JP5805678B2 (ja) 2015-11-04
CA2793338A1 (fr) 2011-09-22
CA2793338C (fr) 2017-10-31
BR112012023423B1 (pt) 2020-09-08
EP2547489B1 (fr) 2014-11-05
FR2957545B1 (fr) 2012-07-27
JP2013522059A (ja) 2013-06-13
CN102834220B (zh) 2015-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2547489B1 (fr) Procédé de réalisation d'un renfort métallique d' aube de turbomachine
EP2838692B1 (fr) Procédé de réalisation d'un renfort métallique pour la protection d'un bord d'attaque ou d'un bord de fuite d'une aube en matériau composite et renfort métallique correspondant
EP2507010B1 (fr) Procédé de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine
EP2516107B1 (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
CA2813887C (fr) Procede de fabrication d'une structure fibreuse metallique par tissage
FR2956602A1 (fr) Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2970891A1 (fr) Procede de realisation d’une piece metallique renforcee, telle qu’un renfort d’aube de turbomachine
WO2012045980A1 (fr) Procède de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine
EP2715145B1 (fr) Procédé de renforcement d'une pièce mécanique
EP3041619B1 (fr) Procede de conformage a haute temperature d'un renfort metallique d'aube
WO2020127551A1 (fr) Procédé de réalisation d'un renfort métallique d'aube de turbomachine
EP3259083B1 (fr) Procede de forgeage a haute temperature d'une piece metallique preformee et outillage de forme apte au forgeage
FR2972127A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2976204A1 (fr) Procede d'usinage final d'un insert metallique pour la protection d'un bord d'attaque en materiau composite
FR2972126A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
WO2012117202A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2953430A1 (fr) Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine
FR2972128A1 (fr) Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 201180014428.6

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11715942

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2793338

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012557593

Country of ref document: JP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13635502

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011715942

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012139421

Country of ref document: RU

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112012023423

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112012023423

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20120917