WO2021079042A1 - Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté - Google Patents

Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté Download PDF

Info

Publication number
WO2021079042A1
WO2021079042A1 PCT/FR2020/051806 FR2020051806W WO2021079042A1 WO 2021079042 A1 WO2021079042 A1 WO 2021079042A1 FR 2020051806 W FR2020051806 W FR 2020051806W WO 2021079042 A1 WO2021079042 A1 WO 2021079042A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
leading edge
blade
model
bare
digital
Prior art date
Application number
PCT/FR2020/051806
Other languages
English (en)
Inventor
Christian SUCHEL
Sébastien GOUET
Sophie Martine Jobez
Christine MACHERET
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to EP20801331.8A priority Critical patent/EP4048466A1/fr
Priority to CN202080074657.6A priority patent/CN114616062B/zh
Priority to US17/770,238 priority patent/US20220362856A1/en
Publication of WO2021079042A1 publication Critical patent/WO2021079042A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/80—Data acquisition or data processing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • 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
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/74—Joining plastics material to non-plastics material
    • B29C66/742—Joining plastics material to non-plastics material to metals or their alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y50/00—Data acquisition or data processing for additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • 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
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2230/22—Manufacture essentially without removing material by sintering
    • 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
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Definitions

  • the present invention relates to the general field of manufacturing blades for a gas turbine aeronautical engine made of a composite material comprising a metal leading edge.
  • thermosetting (TD) or thermoplastic (TP) resin examples include, for example, the thermosetting (TD) or thermoplastic (TP) resin.
  • the metal foil which is produced by mechanical processes such as stamping, forming or electroforming for example, is glued to the front edge of the blade made of composite material. This operation can be carried out in a mold ensuring the bonding of the metal foil.
  • blades of composite material provided with a metallic leading edge are described in particular in documents US 2007/092379 and US 2016/0167269.
  • the reported leading edges are generally made of titanium for reasons of weight control.
  • the manufacture of a metal leading edge with current manufacturing techniques is very delicate because the leading edge must precisely respect the complex geometry of the front edge of the blade (twist, change of radius, etc.) and present very good mechanical strength.
  • the bonding of the metal leading edge on the front edge of the blade made of composite material is a delicate operation, in particular as regards the control of the reproducibility of the installation and of the distribution of the adhesive material. between dawn and tinsel. If the layer of adhesive material is not uniformly present between the blade and the foil, the quality of the bonding is degraded, which leads to a decrease in the mechanical strength of the foil and, consequently, a risk of loss of the foil. case of impact with an object or under stress of delamination forces.
  • the main aim of the present invention is therefore to provide a method of manufacturing a blade made of composite material provided with a metallic leading edge which does not have the aforementioned drawbacks.
  • this object is achieved by virtue of a method of manufacturing a blade made of composite material with an attached metal leading edge for a gas turbine aeronautical engine, the method comprising: producing a batch of a plurality of bare blades of composite material, creation of a digital model of bare blade from a blade of the batch of plurality of bare blades, creation of a digital model of a theoretical final blade comprising an edge of 'attack, generation of a digital model of the leading edge from the digital model of bare vane and the model of final vane, additive manufacturing of at least one leading edge from the digital model of generated leading edge, bonding each manufactured leading edge to a bare blade from the batch of the plurality of bare blades.
  • the creation of a digital model of a theoretical final vane comprising a leading edge comprises the calculation of the geometry of the outer wall of the leading edge from the digital model of a final vane and the calculation of the geometry of the internal wall of the leading edge from the digital model of a bare vane.
  • the latter further comprises, after the generation of a digital model of the leading edge, the verification of the conformity of the thickness of the fins of the leading edge in said digital leading edge model and correction of the digital leading edge model in case of non-conforming fin thickness.
  • positioning marks are produced on the leading edge so as to facilitate the positioning of the leading edge on the blade. bare during bonding of said leading edge.
  • At least one identification mark is made on the leading edge. For example, it is possible to integrate a serial number for each leading edge.
  • relief patterns are formed locally on the inner wall of the leading edge. Such patterns make it possible in particular to facilitate control of the adhesive thickness over the entire bonding interface.
  • a sixth characteristic of the method of the invention during the additive manufacturing of each leading edge, texturing is carried out on the internal wall of the leading edge. This texturing makes it possible to increase the adhesion of the leading edge on the bare blade.
  • leading edge (s) manufactured by additive manufacturing are made with a metallic material having a density greater than that of titanium, then, during the additive manufacturing of each edge of attack, at least one recess is made at the nose portion of the leading edge. It is thus possible to produce leading edges with a material having a high density while controlling the overall mass of the leading edge.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of a blade made of composite material provided with a metal leading edge attached in accordance with an embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a flowchart of the manufacturing steps of the blade of Figure 1 in accordance with one embodiment of the invention
  • Figure 3 is a schematic exploded perspective view showing the assembly of a metal leading edge on a bare blade made of composite material
  • Figure 4 is a schematic sectional view of the leading edge of the figure
  • Figure 5 is a schematic sectional view of an alternative embodiment of the leading edge of Figure 3.
  • the invention applies to the production of blades of composite material for a gas turbine aeronautical engine having a metal leading edge.
  • Non-limiting examples of such blades are in particular fan blades, outlet guide vanes (called OGV for “Outlet Guide Vane”), Inlet guide vanes (called IGV for “Inlet Guide Vane”), variable pitch angle vanes (called V SV for “Variable Stator Vane”), and so on.
  • a method according to the invention will be described in relation to the manufacture of a fan blade such as the blade 100 illustrated in FIG. 1 which comprises in a longitudinal direction D L a blade root 110 and a body of blade 120 extending in a transverse direction D T between a leading edge 121 and a trailing edge 122.
  • the blade body 120 also comprises a lower surface 123 and an upper surface 124.
  • the leading edge 121 is formed.
  • the blade 100 is made of composite material.
  • the blade manufacturing process begins with the production of a batch of a plurality of bare blades of composite material obtained from a fibrous reinforcement densified by a matrix (step S1) .
  • bare blade is meant here a blade body entirely made of composite material comprising most of the constituent parts of the final blade, namely the blade root and the blade body as described above, to with the exception of the leading edge which is formed by a metallic foil attached to the bare blade as described in detail below.
  • Bare blades are made from a fiber preform obtainable in various ways known to those skilled in the art.
  • the preform can be obtained directly by three-dimensional (3D) weaving of threads (formed for example of carbon fibers) or by draping two-dimensional fibrous fabrics.
  • 3D three-dimensional weaving of threads
  • draping two-dimensional fibrous fabrics The manufacture of a blower blade made of composite material obtained from a fibrous reinforcement produced by three-dimensional weaving and densified by a matrix is described in particular in document US 2005/084377.
  • the blower blade preform is obtained by 3D weaving of carbon fiber yarns.
  • each blade preform is then impregnated with a liquid composition containing a precursor of the matrix material.
  • the precursor is usually in the form of a polymer, such as a resin, optionally diluted in a solvent.
  • the preform is placed in a mold which can be closed in a leaktight manner with a housing having the shape of the molded bare blade and which can in particular have a twisted shape corresponding to the final shape of the blade body with aerodynamic profile.
  • the mold is closed and the liquid matrix precursor, for example an epoxy resin, is injected into the entire housing to impregnate the entire fibrous part of the preform.
  • the impregnation of the blade fiber preform can be carried out in particular by the well-known transfer molding process called RTM ("Resin Transfert Molding").
  • the transformation of the precursor into a matrix is carried out by heat treatment, generally by heating the mold, after removal of any solvent and crosslinking of the polymer, the preform still being kept in the mold having a shape corresponding to that of the aerodynamic profile structure.
  • the matrix can in particular be obtained from epoxy resins, such as the high performance epoxy resin sold under the reference PR 520 by the company CYTEC, or from liquid precursors of carbon or ceramic matrices.
  • the heat treatment consists in pyrolyzing the organic precursor to transform the organic matrix into a carbon or ceramic matrix depending on the precursor used and the pyrolysis conditions.
  • liquid carbon precursors can be resins with a relatively high coke content, such as phenolic resins
  • liquid ceramic precursors, especially SiC can be polycarbosilane (PCS) type resins. or polytitanocarbosilane (PTCS) or polysilazane (PSZ).
  • PCS polycarbosilane
  • PTCS polytitanocarbosilane
  • PSZ polysilazane
  • the blade body part 12 includes a leading edge portion 13 intended to receive a metal foil in order to form the leading edge of the final blade.
  • bare blades are thus manufactured in order to constitute a batch of bare blades.
  • batch of bare blades is meant here an assembly grouping together bare blades each having a dimensional dispersion below a determined limit.
  • a batch of bare blades of which the dispersion in thickness section by section in the zone intended to be covered by the leading edge does not exceed 10% is considered to be homogeneous.
  • section is understood here to mean a fictitious section of the blade along a plane perpendicular to its height, the sections being named in the technical definition of the part.
  • a bare blade is then selected from among the bare blades of the same batch (step S2).
  • the blade body part 12 is then scanned in three dimensions (step S3) in order to create a digital model of the bare blade (step S4) comprising in particular a model of the front edge portion 13 on which the metallic foil is. intended to be glued to form the trailing edge of the final vane.
  • a digital model of the theoretical final dawn is created in parallel (step S5).
  • the numerical model of the theoretical final vane corresponds to the vane body in composite material with its leading edge in metallic material.
  • the numerical models of naked dawn and theoretical final dawn are then used to generate a theoretical numerical model of a leading edge (step S6). Specifically, the theoretical numerical model of the theoretical final vane is used to calculate the geometry of the outer wall of the leading edge in the theoretical numerical model of a leading edge.
  • the digital model of the bare blade is used to calculate the geometry of the internal wall 210 of the leading edge 21 (FIGS. 3 and 4) intended to be glued to the front edge portion 13 by including in the calculation the definition of a determined uniform thickness of glue or adhesive material between the inner wall of the leading edge and the surface of the leading edge.
  • step S7 a check of the conformity of the thickness of the fins of the leading edge in said digital model of the leading edge is carried out (step S7).
  • This check consists in comparing the thickness of the fins defined in the digital model with the predefined minimum and maximum thicknesses. If, after verification, the thickness of the fins of the digital model does not conform, the model is corrected to define fin thicknesses that conform to the predefined criteria (step S8). After a possible correction of the thickness of the fins, the theoretical digital model of the leading edge is converted into a 3D modeling file which can be used for additive manufacturing (step S9), for example a file in the well-known STL format ("STereo- Lithography ”).
  • the 3D modeling file for example in STL format, is used to generate the powder layers to be fused as well as the trajectories of the fusion tool for the manufacture of the leading edge (laser, electron beam) (step S10).
  • a raw leading edge with the shape and dimensions defined in the theoretical numerical model of the leading edge is then produced by additive manufacturing (step S11).
  • a leading edge is obtained which already has the shape (external geometry) and the desired final dimensions (“net-shape” part).
  • adaptive mechanical polishing of the outer and inner walls of the leading edge usually carried out after production, for example by casting of the leading edge, complex operations due to the flexibility of the part.
  • finishing operations are here replaced by a surface treatment operation (step S12), such as for example an electrochemical polishing sequence, which does not impact the dimension of the leading edge.
  • a finished or foil leading edge 21 is then obtained which is ready to be assembled with the bare blade 10 as illustrated in FIG. 3.
  • the leading edge 21 comprises an internal wall 210 intended to be glued to the portion of the blade. front edge 13 of dawn bare 10 and an outer wall 211 defining the leading edge profile of the final vane.
  • the leading edge 21 further comprises a nose portion 24 from which extend two fins 213 and 214 each having a thickness E p2i 3 and E p2i 4 (FIG. 4) in accordance with the predefined criteria as explained above. .
  • the last step in the vane manufacturing process is to glue the metal leading edge 21 to the bare composite material vane 10 (step S13). More precisely and as illustrated in FIG. 3, the leading edge 21 is docked on the front edge portion 13 present on the blade body part 12 of the bare blade with the interposition of a layer of glue or adhesive material 30 between the internal wall 210 of the leading edge and the front edge portion 13 of the bare blade 10.
  • the layer of adhesive present between the leading edge and the front edge portion of the bare blade can be produced. in different ways as illustrated in FIG. 3.
  • a layer of adhesive can also be deposited directly on the internal wall 210 of the leading edge 21 and / or on the front edge portion 13 of the bare blade, the assembly being produced in a bonding mold capable of exerting a pressure on the elements to be assembled and possibly to carry out a thermal bonding treatment.
  • the internal wall 210 of the leading edge 21 having been produced according to a geometry corresponding perfectly to that of the front edge portion 13 of the bare blade 10, taking into account the presence of a thickness of adhesive determined between these two parts , a homogeneous distribution of the adhesive is ensured over the entire interface between the leading edge and the front edge portion. This ensures control of the thickness of the adhesive over the entire fixing interface, which eliminates the appearance of local areas of weak adhesion and / or local stresses.
  • leading edges can be produced by repeating steps S11 and S12 and assembled on the bare blades of the same batch following step S13.
  • additive manufacturing can also be advantageously used to provide the leading edges with functional or visual elements.
  • additive manufacturing can in particular be used to further produce: positioning marks on the leading edge so as to facilitate the positioning of the leading edge on the bare blade when bonding said edge of the blade. attack; one or more identification marks on the leading edge such as for example a serial number; relief or recessed patterns formed locally on the internal wall of the leading edge in order to facilitate control of the adhesive thickness over the entire bonding interface; texturing carried out on the internal wall of the leading edge to promote adhesion.
  • leading edges according to the invention can be made of different metallic materials compatible with additive manufacturing processes such as: titanium or its alloys, aluminum or its alloys, stainless steel, inconel.
  • leading edge is made with a metallic material having a density greater than that of titanium
  • additive manufacturing can be used to make at least one recess at the nose portion of the leading edge, such as the recess. 25 shown in FIG. 5 in the nose portion 24 'of a leading edge 21' corresponding to an alternative embodiment of the leading edge 21 already described.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Un procédé de fabrication d'une aube en matériau composite à bord d'attaque métallique rapporté pour moteur aéronautique à turbine à gaz, le procédé comprenant : réalisation d'un lot d'une pluralité d'aubes nues (10) en matériau composite, création d'un modèle numérique d'aube nue à partir d'une aube du lot de pluralité d'aubes nues, création d'un modèle numérique d'une aube finale théorique comprenant un bord d'attaque, génération d'un modèle numérique de bord d'attaque à partir du modèle numérique d'aube nue et du modèle d'aube finale, fabrication par fabrication additive d'au moins un bord d'attaque (21) à partir du modèle numérique de bord d'attaque généré, collage de chaque bord d'attaque fabriqué (21) sur une aube nue du lot de la pluralité d'aubes nues (10).

Description

Description
Titre de l'invention : Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté
Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication d’aubes pour moteur aéronautique à turbine à gaz en matériau composite comprenant un bord d’attaque métallique.
Technique antérieure
La présence d’un bord d’attaque métallique sur une aube de moteur aéronautique à turbine à gaz réalisée en matériau composite permet de protéger l’aubage composite de l’abrasion/érosion et lors de l’impact d’un corps étranger. Ceci est notamment le cas pour les aubes mobiles de soufflante d’une turbomachine aéronautique qui sont exposées à l’ingestion d’un oiseau, de grêle, de glace, etc. mais également pour des aubes fixes de redresseur ou distributeur de turbine à gaz.
Il existe de nombreux procédés pour réaliser une aube de moteur à turbine à gaz en matériau composite. On pourra citer par exemple le procédé manuel de stratifié/drapage, le procédé de moulage par injection d’une préforme fibreuse, le procédé de brodage, le procédé de thermo-compression, etc. Ces procédés sont principalement basés sur l’utilisation d’une résine thermodurcissable (TD) ou thermoplastique (TP).
Une fois l’aube en matériau composite obtenue, il est alors nécessaire d’assembler sur son bord avant un bord d’attaque métallique de protection. A cet effet, le clinquant métallique, qui est réalisé par des procédés mécaniques tels que l’estampage, le formage ou l’électroformage par exemple, est collé sur le bord avant de l’aube en matériau composite. Cette opération peut être réalisée dans un moule assurant le collage du clinquant métallique. Des exemples d’aubes en matériau composite munies d’un bord d’attaque métallique sont notamment décrits dans les documents US 2007/092379 et US 2016/0167269. Les bords d’attaque rapportés sont généralement réalisés en titane pour des raisons de maîtrise de la masse. La fabrication d’un bord d’attaque métallique avec les techniques actuelles de fabrication est très délicate car le bord d’attaque doit respecter précisément la géométrie complexe du bord avant de l’aube (vrillage, changement de rayon, etc.) et présenter une très bonne tenue mécanique.
En outre, le collage du bord d’attaque métallique sur le bord avant de l’aube en matériau composite est une opération délicate, en particulier en ce qui concerne le contrôle de la reproductibilité de la mise en place et de la répartition du matériau adhésif entre l’aube et le clinquant. Si la couche de matériau adhésif n’est pas uniformément présente entre l’aube et le clinquant, la qualité du collage est dégradée, ce qui entraîne une diminution de la tenue mécanique du clinquant et, par conséquent, un risque de perte du clinquant en cas d’impact avec un objet ou sous sollicitation d’efforts de délaminage.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but principal de proposer un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite munie d’un bord d’attaque métallique qui ne présente pas les inconvénients précités.
Conformément à l’invention, ce but est atteint grâce à un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite à bord d’attaque métallique rapporté pour moteur aéronautique à turbine à gaz, le procédé comprenant : réalisation d’un lot d’une pluralité d’aubes nues en matériau composite, création d’un modèle numérique d’aube nue à partir d’une aube du lot de pluralité d’aubes nues, création d’un modèle numérique d’une aube finale théorique comprenant un bord d’attaque, génération d’un modèle numérique de bord d’attaque à partir du modèle numérique d’aube nue et du modèle d’aube finale, fabrication par fabrication additive d’au moins un bord d’attaque à partir du modèle numérique de bord d’attaque généré, collage de chaque bord d’attaque fabriqué sur une aube nue du lot de la pluralité d’aubes nues.
Avec le procédé de l’invention, il est ainsi possible de réaliser un bord d’attaque sur mesure qui s’adapte parfaitement à la géométrie d’une pluralité d’aubes d’un même lot de manière à assurer une épaisseur de colle continue et homogène sur toute l’interface de contact entre le bord d’attaque et l’aube.
Selon une première caractéristique du procédé de l’invention, la création d’un modèle numérique d’une aube finale théorique comprenant un bord d’attaque comprend le calcul de la géométrie de la paroi externe du bord d’attaque à partir du modèle numérique d’une aube finale et le calcul de la géométrie de la paroi interne du bord d’attaque à partir du modèle numérique d’une aube nue.
Selon une deuxième caractéristique du procédé de l’invention, celui-ci comprend en outre, après la génération d’un modèle numérique de bord d’attaque, la vérification de la conformité de l’épaisseur des ailettes du bord d’attaque dans ledit modèle numérique de bord d’attaque et la correction du modèle numérique de bord d’attaque en cas d’épaisseur des ailettes non conformes.
Selon une troisième caractéristique du procédé de l’invention, lors de la fabrication additive de chaque bord d’attaque, des repères de positionnement sont réalisés sur le bord d’attaque de manière à faciliter le positionnement du bord d’attaque sur l’aube nue lors du collage dudit bord d’attaque.
Selon une quatrième caractéristique du procédé de l’invention, lors de la fabrication additive de chaque bord d’attaque, au moins une marque d’identification est réalisée sur le bord d’attaque. Il est par exemple possible d’intégrer un numéro de série pour chaque bord d’attaque.
Selon une cinquième caractéristique du procédé de l’invention, lors de la fabrication additive de chaque bord d’attaque, des motifs en relief sont formés localement sur la paroi interne du bord d’attaque. De tels motifs permettent notamment de faciliter la maîtrise de l’épaisseur de colle sur l’ensemble de l’interface de collage.
Selon une sixième caractéristique du procédé de l’invention, lors de la fabrication additive de chaque bord d’attaque, une texturation est réalisée sur la paroi interne du bord d’attaque. Cette texturation permet d’augmenter l’adhérence du bord d’attaque sur l’aube nue.
Selon une septième caractéristique du procédé de l’invention, si le ou les bords d’attaque fabriqués par fabrication additive sont réalisés avec un matériau métallique présentant une densité supérieure à celle du titane, alors, lors de la fabrication additive de chaque bord d’attaque, au moins un évidement est réalisé au niveau de la portion de nez du bord d’attaque. Il est ainsi possible de réaliser des bords d’attaque avec un matériau présentant une densité importante tout en maîtrisant la masse globale du bord d’attaque.
Brève description des dessins
[Fig. 1] La figure 1 est une vue schématique en perspective d’une aube en matériau composite munie d’un bord d’attaque métallique rapporté conformément à un mode de réalisation de l’invention,
[Fig. 2] La figure 2 est un ordinogramme des étapes de fabrication de l’aube de la figure 1 conformément à un mode de réalisation de l’invention,
[Fig. 3] La figure 3 est une vue schématique en perspective éclatée montrant l’assemblage d’un bord d’attaque métallique sur une aube nue en matériau composite,
[Fig. 4] La figure 4 est une vue schématique en coupe du bord d’attaque de la figure
3,
[Fig. 5] La figure 5 est une vue schématique en coupe d’une variante de réalisation du bord d’attaque de la figure 3.
Description des modes de réalisation
L’invention s’applique à la réalisation d’aubes en matériau composite pour moteur aéronautique à turbine à gaz ayant un bord d’attaque métallique.
Des exemples non limitatifs de telles aubes sont notamment les aubes de soufflante, les aubes directrices de sortie (appelées OGV pour « Outlet Guide Vane »), les aubes directrices d’entrée (appelées IGV pour « Inlet Guide Vane »), les aubes à angle de calage variable (appelées V SV pour « Variable Stator Vane »), etc.
Un procédé conforme à l’invention va être décrit en relation avec la fabrication d’une aube de soufflante telle que l’aube 100 illustrée sur la figure 1 qui comprend suivant une direction longitudinale DL un pied d’aube 110 et un corps de pale 120 s’étendant suivant une direction transversale DT entre un bord d’attaque 121 et un bord de fuite 122. Le corps de pale 120 comporte également une face intrados 123 et une face extrados 124. Le bord d’attaque 121 est constitué d’un clinquant en matériau métallique collé sur le corps de pale 120. A l’exception du bord d’attaque 121 , l’aube 100 est en matériau composite.
Comme illustré sur la figure 2, le procédé de fabrication de l’aube débute par la réalisation d’un lot d’une pluralité d’aubes nues en matériau composite obtenue à partir d’un renfort fibreux densifié par une matrice (étape S1). Par « aube nue », on entend ici un corps d’aube entièrement en matériau composite comprenant la plupart des parties constitutives de l’aube finale, à savoir le pied d’aube et le corps de pale tels que décrits ci-avant, à l’exception du bord d’attaque qui est constitué par un clinquant métallique rapporté sur l’aube nue comme décrit en détails ci-après.
Les aubes nues sont fabriquées à partir d’une préforme fibreuse pouvant être obtenue de différentes façons connues de l’homme du métier. Typiquement, la préforme peut être obtenue directement par tissage tridimensionnel (3D) de fils (formés par exemple de fibres de carbone) ou par drapage de tissus fibreux bidimensionnels. La fabrication d’une aube de soufflante en matériau composite obtenue à partir d’un renfort fibreux réalisé par tissage tridimensionnel et densifié par une matrice est notamment décrite dans le document US 2005/084377. Dans l’exemple décrit ici, la préforme d’aube de soufflante est obtenue par tissage 3D de fils en fibres de carbone.
De façon connue, chaque préforme d’aube est ensuite imprégnée avec une composition liquide contenant un précurseur du matériau de la matrice. Le précurseur se présente habituellement sous forme d'un polymère, tel qu'une résine, éventuellement dilué dans un solvant. La préforme est placée dans un moule pouvant être fermé de manière étanche avec un logement ayant la forme de l’aube nue moulée et pouvant notamment présenter une forme vrillée correspondant à la forme définitive du corps de pale à profil aérodynamique. Ensuite, on referme le moule et on injecte le précurseur liquide de matrice, par exemple une résine époxyde, dans tout le logement pour imprégner toute la partie fibreuse de la préforme. L’imprégnation de la préforme fibreuse d’aube peut être notamment réalisée par le procédé bien connu de moulage par transfert dit RTM ("Resin Transfert Moulding")
La transformation du précurseur en matrice, par exemple par polymérisation, est réalisée par traitement thermique, généralement par chauffage du moule, après élimination du solvant éventuel et réticulation du polymère, la préforme étant toujours maintenue dans le moule ayant une forme correspondant à celle de la structure à profil aérodynamique. La matrice peut être notamment obtenue à partir de résines époxydes, telle que la résine époxyde à hautes performances vendue sous la référence PR 520 par la société CYTEC, ou de précurseurs liquides de matrices carbone ou céramique. Dans le cas de la formation d'une matrice carbone ou céramique, le traitement thermique consiste à pyrolyser le précurseur organique pour transformer la matrice organique en une matrice carbone ou céramique selon le précurseur utilisé et les conditions de pyrolyse. A titre d'exemple, des précurseurs liquides de carbone peuvent être des résines à taux de coke relativement élevé, telles que des résines phénoliques, tandis que des précurseurs liquides de céramique, notamment de SiC, peuvent être des résines de type polycarbosilane (PCS) ou polytitanocarbosilane (PTCS) ou polysilazane (PSZ). Plusieurs cycles consécutifs, depuis l'imprégnation jusqu'au traitement thermique, peuvent être réalisés pour parvenir au degré de densification souhaité. Après la formation de la matrice, la pièce est démoulée. Au final, la pièce est détourée pour enlever l'excès de résine et les chanfreins sont usinés. Aucun autre usinage n'est nécessaire puisque, la pièce étant moulée, elle respecte les cotes exigées. On obtient alors une aube nue 10 qui comporte, comme illustrée sur la figure 3, une partie de pied d’aube 11 , correspondant au pied d’aube 110 de l’aube 100 décrite ci-avant et une partie de corps de pale 12 correspondant au corps de pale 120 de l’aube 100. La partie de corps de pale 12 comporte une portion de bord avant 13 destinée à recevoir un clinquant métallique afin de former le bord d’attaque de l’aube finale. Plusieurs aubes nues sont ainsi fabriquées afin de constituer un lot d’aubes nues. Par « lot d’aubes nues », on entend ici un ensemble regroupant des aubes nues présentant chacune une dispersion dimensionnelle inférieure à une limite déterminée. A titre d’exemple, on considère comme homogène un lot d’aubes nues dont la dispersion d’épaisseur section par section dans la zone destinée à être recouverte par le bord d’attaque ne dépasse pas 10 %. On entend ici par « section » une coupe fictive de la pale suivant un plan perpendiculaire à sa hauteur, les sections étant nommées à la définition technique de la pièce.
On sélectionne ensuite une aube nue parmi les aubes nues d’un même lot (étape S2).
La partie de corps de pale 12 est alors scannée en trois dimensions (étape S3) afin de créer un modèle numérique de l’aube nue (étape S4) comprenant en particulier un modèle de la portion de bord avant 13 sur laquelle le clinquant métallique est destinée à être collé pour former le bord de fuite de l’aube finale. Un modèle numérique de l’aube finale théorique est créé en parallèle (étape S5). Le modèle numérique de l’aube finale théorique correspond au corps d’aube en matériau composite muni de son bord d’attaque en matériau métallique. Les modèles numériques de l’aube nue et de l’aube finale théorique sont alors utilisés pour générer un modèle numérique théorique d’un bord d’attaque (étape S6). Plus précisément, le modèle numérique théorique de l’aube finale théorique est utilisé pour calculer la géométrie de la paroi externe du bord d’attaque dans le modèle numérique théorique d’un bord d’attaque. Le modèle numérique de l’aube nue est utilisé pour calculer la géométrie de la paroi interne 210 du bord d’attaque 21 (figures 3 et 4) destinée à être collée sur la portion de bord avant 13 en intégrant au calcul la définition d’une épaisseur uniforme déterminée de colle ou matériau adhésif entre la paroi interne du bord d’attaque et la surface du bord avant.
Une fois le modèle numérique théorique du bord d’attaque généré, une vérification de la conformité de l’épaisseur des ailettes du bord d’attaque dans ledit modèle numérique de bord d’attaque est réalisée (étape S7). Cette vérification consiste à comparer l’épaisseur des ailettes définies dans le modèle numérique avec des épaisseurs minimales et maximales prédéfinies. Si, après vérification, l’épaisseur des ailettes du modèle numérique n’est pas conforme, le modèle est corrigé pour définir des épaisseurs d’ailettes conformes aux critères prédéfinis (étape S8). Après une éventuelle correction de l’épaisseur des ailettes, le modèle numérique théorique du bord d’attaque est converti en un fichier de modélisation 3D exploitable pour une fabrication additive (étape S9), par exemple un fichier au format bien connu STL (« STereo-Lithography »).
Parmi les procédés connus de fabrication additive, les procédés suivants peuvent notamment être utilisés pour réaliser le bord d’attaque :
- procédé de fabrication additive métallique par couches qui lie les particules par fusion à l’aide d’une source laser, encore appelé fabrication additive sur lit de poudre ou SLM (pour « Sélective Laser Melting ») ou LBM (pour « Laser Beam Melting »),
- procédé de rechargement par dépôt laser ou LMD (pour « Laser Métal Déposition »),
- procédé de fabrication additive métallique par couches qui lie les particules par fusion à l’aide d’un faisceau d’électrons, encore appelé « Electron Beam Melting ».
Le fichier de modélisation 3D, par exemple au format STL, est utilisé pour générer les couches de poudres à fusionner ainsi que les trajectoires de l’outil de fusion pour la fabrication du bord d’attaque (laser, faisceau d’électrons) (étape S10).
Un bord d’attaque brut à la forme et aux dimensions définies dans modèle numérique théorique du bord d’attaque est alors réalisé par fabrication additive (étape S11).
A l’issue de la fabrication additive, on obtient un bord d’attaque qui présente déjà la forme (géométrie externe) et les dimensions finales souhaitées (pièce « net-shape ») On s’affranchit ainsi des opérations d’usinage et de polissages adaptatifs mécaniques des parois externe et interne du bord d’attaque réalisées habituellement après réalisation par exemple par fonderie du bord d’attaques, opérations complexes en raison de la flexibilité de la pièce. Ces opérations de finition sont ici remplacées par une opération de traitement de surface (étape S12), comme par exemple une séquence de polissage électrochimique, qui n’impacte pas le dimensionnel du bord d’attaque.
On obtient alors un bord d’attaque fini ou clinquant 21 qui est prêt à être assemblé avec l’aube nue 10 comme illustré sur la figure 3. Le bord d’attaque 21 comprend une paroi interne 210 destinée à être collée sur la portion de bord avant 13 de l’aube nue 10 et une paroi externe 211 définissant le profil de bord d’attaque de l’aube finale. Le bord d’attaque 21 comporte en outre une portion de nez 24 à partir de laquelle s’étendent deux ailettes 213 et 214 présentant chacune une épaisseur Ep2i3 et Ep2i4 (figure 4) conforme aux critères prédéfinis comme expliqué ci-avant.
La dernière étape du procédé de fabrication de l’aube consiste à coller le bord d’attaque métallique 21 sur l’aube nue en matériau composite 10 (étape S13). Plus précisément et comme illustré sur la figure 3, le bord d’attaque 21 est accosté sur la portion de bord avant 13 présent sur la partie de corps de pale 12 de l’aube nue avec interposition d’une couche de colle ou matériau adhésif 30 entre la paroi interne 210 du bord d’attaque et la portion de bord avant 13 de l’aube nue 10. La couche de colle présente entre le bord d’attaque et la portion de bord avant de l’aube nue peut être réalisée de différentes façons comme illustrée sur la figure 3. Elle peut notamment correspondre à un matériau adhésif placé en sandwich entre la paroi interne du bord d’attaque et la portion de bord avant de l’aube nue, le tout, une fois assemblé, étant placé dans un moule de collage qui est chauffé pour activer (polymériser) le pouvoir adhésif du matériau. Une couche de colle peut également être déposée directement sur la paroi interne 210 du bord d’attaque 21 et/ou sur la portion de bord avant 13 de l’aube nue, l’assemblage étant réalisé dans un moule de collage apte à exercer une pression sur les éléments à assembler et éventuellement à réaliser un traitement thermique de collage.
Un procédé de collage d’un bord d’attaque sur un corps d’aube en matériau composite est notamment décrit dans le document US 2015/151485.
La paroi interne 210 du bord d’attaque 21 ayant été réalisée suivant une géométrie correspondant parfaitement à celle de la portion de bord avant 13 de l’aube nue 10 en tenant compte de la présence d’une épaisseur de colle déterminée entre ces deux parties, on assure une répartition homogène de la colle sur l’ensemble de l’interface entre le bord d’attaque et la portion de bord avant. On assure ainsi une maîtrise de l’épaisseur de la colle sur toute l’interface de fixation, ce qui permet d’éliminer l’apparition de zones locales de faible collage et/ou de contraintes locales.
Plusieurs bords d’attaque peuvent être réalisés en répétant les étapes S11 et S12 et assemblées sur les aubes nues d’un même lot suivant l’étape S13. En outre d’une fabrication directement à la forme définitive (« net-shape »), la fabrication additive peut être également avantageusement utilisée pour doter les bords d’attaque d’éléments fonctionnels ou visuels. Dans la présente invention, la fabrication additive peut être notamment utilisée pour réaliser en outre : des repères de positionnement sur le bord d’attaque de manière à faciliter le positionnement du bord d’attaque sur l’aube nue lors du collage dudit bord d’attaque ; une ou plusieurs marques d’identification sur le bord d’attaque comme par exemple un numéro de série ; des motifs en relief ou en creux formés localement sur la paroi interne du bord d’attaque afin de faciliter la maîtrise de l’épaisseur de colle sur l’ensemble de l’interface de collage; une texturation réalisée sur la paroi interne du bord d’attaque pour favoriser l’adhérence.
Les bords d’attaque selon l’invention peuvent être réalisés en différents matériaux métalliques compatibles des procédés de fabrication additive comme : le titane ou ses alliages, l’aluminium ou ses alliages, l’inox, l’inconel.
Lorsque le bord d’attaque est réalisé avec un matériau métallique présentant une densité supérieure à celle du titane, la fabrication additive peut être utilisée pour réaliser au moins un évidement au niveau de la portion de nez du bord d’attaque, comme l’évidement 25 montré sur la figure 5 dans la portion de nez 24’ d’un bord d’attaque 21 ’ correspondant à une variante de réalisation du bord d’attaque 21 déjà décrit.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite (100) à bord d'attaque métallique rapporté (121) pour moteur aéronautique à turbine à gaz, le procédé comprenant : réalisation d'un lot d'une pluralité d'aubes nues (10) en matériau composite, création d'un modèle numérique d'aube nue à partir d'une aube du lot de pluralité d'aubes nues, création d'un modèle numérique d'une aube finale théorique comprenant un bord d'attaque, génération d'un modèle numérique de bord d'attaque à partir du modèle numérique d'aube nue et du modèle d'aube finale, fabrication par fabrication additive d'au moins un bord d'attaque (21) à partir du modèle numérique de bord d'attaque généré, collage de chaque bord d'attaque fabriqué (21) sur une aube nue du lot de la pluralité d'aubes nues (10).
[Revendication 2] Procédé selon la revendication 1, dans lequel la création d'un modèle numérique d'une aube finale théorique comprenant un bord d'attaque comprend le calcul de la géométrie de la paroi externe du bord d'attaque à partir du modèle numérique d'une aube finale et le calcul de la géométrie de la paroi interne du bord d'attaque à partir du modèle numérique d'une aube nue.
[Revendication 3] Procédé selon la revendication 1 ou 2, comprenant en outre, après la génération d'un modèle numérique de bord d'attaque, la vérification de la conformité de l'épaisseur (Ep2i3, Ep2i4) des ailettes (213, 214) du bord d'attaque (21) dans ledit modèle numérique de bord d'attaque et la correction du modèle numérique de bord d'attaque en cas d'épaisseur des ailettes non conformes.
[Revendication 4] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel, lors de la fabrication additive de chaque bord d'attaque (21), des repères de positionnement sont réalisés sur le bord d'attaque de manière à faciliter le positionnement du bord d'attaque sur l'aube nue lors du collage dudit bord d'attaque.
[Revendication 5] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel, lors de la fabrication additive de chaque bord d'attaque (21), au moins une marque d'identification est réalisée sur le bord d'attaque.
[Revendication 6] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, lors de la fabrication additive de chaque bord d'attaque (21), des motifs en relief ou en creux sont formés localement sur la paroi interne du bord d'attaque.
[Revendication 7] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel, lors de la fabrication additive de chaque bord d'attaque (21), une texturation est réalisée sur la paroi interne du bord d'attaque.
[Revendication 8] Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel, chaque bord d'attaque fabriqué par fabrication additive est réalisé avec un matériau métallique présentant une densité supérieure à celle du titane et, dans lequel, lors de la fabrication additive de chaque bord d'attaque, au moins un évidement (25) est réalisé au niveau de la portion de nez (240 du bord d'attaque (2 ).
PCT/FR2020/051806 2019-10-23 2020-10-13 Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté WO2021079042A1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP20801331.8A EP4048466A1 (fr) 2019-10-23 2020-10-13 Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté
CN202080074657.6A CN114616062B (zh) 2019-10-23 2020-10-13 用于制造具有附加的金属前缘的复合材料的叶片的方法
US17/770,238 US20220362856A1 (en) 2019-10-23 2020-10-13 Method for manufacturing a composite material vane with an attached metal leading edge

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1911847A FR3102378B1 (fr) 2019-10-23 2019-10-23 Procédé de fabrication d’une aube en matériau composite avec bord d’attaque métallique rapporté
FRFR1911847 2019-10-23

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021079042A1 true WO2021079042A1 (fr) 2021-04-29

Family

ID=69104784

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2020/051806 WO2021079042A1 (fr) 2019-10-23 2020-10-13 Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220362856A1 (fr)
EP (1) EP4048466A1 (fr)
CN (1) CN114616062B (fr)
FR (1) FR3102378B1 (fr)
WO (1) WO2021079042A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113642113A (zh) * 2021-08-26 2021-11-12 株洲时代瑞唯减振装备有限公司 横向止挡的设计方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3109184B1 (fr) * 2020-04-14 2022-04-01 Safran Aube en matériau composite comportant des renforts métalliques, et procédé de fabrication d’une telle aube
FR3127016B1 (fr) 2021-09-10 2023-09-08 Safran Aircraft Engines Procede de correction du poids moment radial d’une aube
FR3127017B1 (fr) * 2021-09-10 2023-09-08 Safran Aircraft Engines Bouclier de protection pour un bord d’attaque d’une aube, aube associee et procede de fabrication du bouclier
US20240133297A1 (en) * 2022-10-25 2024-04-25 General Electric Company Erosion-shielded turbine blades and methods of manufacturing the same

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050084377A1 (en) 2003-10-20 2005-04-21 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
US20070092379A1 (en) 2005-10-21 2007-04-26 Snecma Method of manufacturing a composite turbomachine blade, and a blade obtained by the method
US20150151485A1 (en) 2012-07-09 2015-06-04 Snecma Method of fastening structural metal reinforcement on a portion of a gas turbine blade made of composite material, and an injection mold for performing such a method
US9199345B2 (en) * 2009-12-23 2015-12-01 Snecma Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
US20160167269A1 (en) 2013-07-29 2016-06-16 Safran Method of fabricating a composite material blade having an integrated metal leading edge for a gas turbine aeroengine
EP3050651A1 (fr) * 2015-01-16 2016-08-03 Hamilton Sundstrand Corporation Impression 3d de gaines de protection de bords d'attaque
US20170081752A1 (en) * 2015-09-21 2017-03-23 Gary L. Hanley Method for Producing a Near Net Shape Metallic Leading Edge
US20180274375A1 (en) * 2015-09-28 2018-09-27 Safran Aircraft Engines Blade comprising a folded leading edge shield and method of manufacturing the blade
US10138738B2 (en) * 2013-08-19 2018-11-27 Ihi Corporation Composite vane

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102231170B (zh) * 2011-03-31 2013-12-04 西北工业大学 一种涡轮叶片模具型腔的参数化定型方法
US9266170B2 (en) * 2012-01-27 2016-02-23 Honeywell International Inc. Multi-material turbine components
FR3005280B1 (fr) * 2013-05-06 2015-05-15 Safran Outillage pour la fixation d'un renfort metallique sur le bord d'attaque d'une aube de turbomachine et procede utilisant un tel outillage
WO2017097763A1 (fr) * 2015-12-08 2017-06-15 U-Nica Technology Ag Procédé d'impression en trois dimensions pour la fabrication d'un produit protégé contre les falsifications par une caractéristique de sécurité
CN105598450B (zh) * 2016-02-02 2017-11-10 陕西天元智能再制造股份有限公司 一种零部件损伤的激光立体仿形修复方法
US10639705B2 (en) * 2016-12-23 2020-05-05 Fisher Controls International Llc Combined technology investment casting process

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050084377A1 (en) 2003-10-20 2005-04-21 Snecma Moteurs Turbomachine blade, in particular a fan blade, and its method of manufacture
US20070092379A1 (en) 2005-10-21 2007-04-26 Snecma Method of manufacturing a composite turbomachine blade, and a blade obtained by the method
US9199345B2 (en) * 2009-12-23 2015-12-01 Snecma Method for producing a metal reinforcement for a turbine engine blade
US20150151485A1 (en) 2012-07-09 2015-06-04 Snecma Method of fastening structural metal reinforcement on a portion of a gas turbine blade made of composite material, and an injection mold for performing such a method
US20160167269A1 (en) 2013-07-29 2016-06-16 Safran Method of fabricating a composite material blade having an integrated metal leading edge for a gas turbine aeroengine
US10138738B2 (en) * 2013-08-19 2018-11-27 Ihi Corporation Composite vane
EP3050651A1 (fr) * 2015-01-16 2016-08-03 Hamilton Sundstrand Corporation Impression 3d de gaines de protection de bords d'attaque
US20170081752A1 (en) * 2015-09-21 2017-03-23 Gary L. Hanley Method for Producing a Near Net Shape Metallic Leading Edge
US20180274375A1 (en) * 2015-09-28 2018-09-27 Safran Aircraft Engines Blade comprising a folded leading edge shield and method of manufacturing the blade

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113642113A (zh) * 2021-08-26 2021-11-12 株洲时代瑞唯减振装备有限公司 横向止挡的设计方法
CN113642113B (zh) * 2021-08-26 2023-10-03 株洲时代瑞唯减振装备有限公司 横向止挡的设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114616062B (zh) 2024-06-14
FR3102378A1 (fr) 2021-04-30
EP4048466A1 (fr) 2022-08-31
FR3102378B1 (fr) 2021-11-12
CN114616062A (zh) 2022-06-10
US20220362856A1 (en) 2022-11-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2021079042A1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite avec bord d'attaque métallique rapporté
EP3776682B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite a bord d'attaque métallique rapporté pour turbine a gaz
EP2349687B1 (fr) Procede de fabrication de piece de forme complexe en materiau composite
EP3183111B1 (fr) Carter en materiau composite a matrice organique et son procede de fabrication
EP1777063B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine composite, et aube obtenue par ce procédé
CA2758077C (fr) Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
EP3830056B1 (fr) Procédé de fabrication d'une piece en cmc
EP2707578B1 (fr) Aube de turbomachine composite avec pied integre
FR3081370A1 (fr) Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
WO2021123594A1 (fr) Aube en materiau composite avec bord d'attaque rapporte a densite variable
CA2957834C (fr) Aube de redresseur en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et son procede de fabrication
FR2953225A1 (fr) Composant comportant des fils de renfort sous la forme de fils de chaine et de fils de trame tisses en trois dimensions.
EP0364360B1 (fr) Procédé de fabrication de pièces composites constituées d'un voile et d'un renfort
FR3049001A1 (fr) Turbomachine aeronautique a helice non carenee munie de pales ayant un element rapporte en materiau composite colle sur leur bord d'attaque
EP3530633A1 (fr) Structure en nid d'abeille en matériau céramique et procédé de fabrication associé
FR3010132A1 (fr) Bord d'attaque metallique d'aube en materiau composite pour moteur a turbine a gaz
WO2022106774A1 (fr) Aube composite pour une turbomachine d'aéronef et son procédé de fabrication
WO2023067270A1 (fr) Procede de fabrication d'une aube comprenant une cavite renforcee
FR3126914A1 (fr) Aube en matériau composite comportant un renfort métallique et procédé de fabrication d’une telle aube
JP2658497B2 (ja) タービンブレードの製造方法
WO2023111419A1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce, en particulier une pièce en matériau composite
WO2022185007A1 (fr) Texture fibreuse pour aube en materiau composite à bord fin
WO2023067269A1 (fr) Procede de fabrication d'une aube comprenant une cavite renforcee

Legal Events

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

Ref document number: 20801331

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020801331

Country of ref document: EP

Effective date: 20220523