WO2021084193A1 - Préforme fibreuse tissée pour réaliser une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite - Google Patents

Préforme fibreuse tissée pour réaliser une plateforme rapportée de soufflante en matériau composite Download PDF

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WO2021084193A1
WO2021084193A1 PCT/FR2020/051924 FR2020051924W WO2021084193A1 WO 2021084193 A1 WO2021084193 A1 WO 2021084193A1 FR 2020051924 W FR2020051924 W FR 2020051924W WO 2021084193 A1 WO2021084193 A1 WO 2021084193A1
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strands
longitudinal
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transverse
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PCT/FR2020/051924
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Yann Didier Simon MARCHAL
Dominique Marie Christian COUPE
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Safran
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Definitions

  • the present invention relates to the general field of parts made of composite material. More specifically, the invention relates to a fiber preform for manufacturing an attached platform for an aeronautical turbomachine fan.
  • a part made of composite material can be obtained by making a fiber preform and densifying the preform with a matrix.
  • the preform can be made of glass, carbon or ceramic fibers, and the matrix can be of an organic material (polymer), carbon or ceramic.
  • the fan blades are mounted on a rotating disc and attached platforms are arranged between the blades to delimit the gas flow path at the inlet of the turbomachine.
  • the invention relates to a fiber preform intended to form the fiber reinforcement of an attached platform for an aeronautical turbomachine fan made of composite material with fiber reinforcement densified by a matrix, the fiber preform being in one piece and obtained by three-dimensional weaving of a plurality of longitudinal wires or strands extending in a direction corresponding to the longitudinal direction of the platform with a plurality of transverse wires or strands, the preform comprising a first skin corresponding to a vein wall of the platform, a second skin corresponding to a wall opposite the vein wall of the platform, and a longitudinal stiffening portion connecting the first skin to the second skin along the longitudinal direction, characterized in that, in a transverse plane of the preform:
  • wires or strands of at least a first pair of transverse wires or strands of the first skin are separated into two unitary wires or strands at the level of the longitudinal stiffening portion, said unitary wires or strands being woven separately with wires or longitudinal strands in said portion,
  • wires or strands of at least a second pair of transverse wires or strands of the second skin are separated into two unitary wires or strands at the level of the longitudinal stiffening portion, said unitary wires or strands being woven separately with wires or longitudinal strands in said portion, and
  • At least one wire or strand of the first pair and at least one wire or strand of the second pair cross at least twice in the longitudinal stiffening portion.
  • three-dimensional weaving By “three-dimensional weaving”, “3D weaving”, “multilayer weaving” is meant here a weaving method by which at least some of the warp threads (or longitudinal threads) bind weft threads (or transverse threads) on several layers of weft. Such a weaving can be carried out in a loom of the jacquard type, in a manner known per se.
  • the fiber preform according to the invention has the advantage of being achievable in a single weaving step, and of having a longitudinal stiffening portion which will be used, when the preform constitutes the fiber reinforcement of a composite material platform , stiffening element along the longitudinal direction.
  • the longitudinal stiffening portion is thus formed from pairs of transverse wires or strands which are split (separated) into unitary wires or strands then woven separately with longitudinal wires or strands which are introduced at the level of the stiffening portion longitudinal.
  • the longitudinal stiffening portion is thus linked by weaving to the skins, which ensures good hold of the whole.
  • At least part of the longitudinal wires or strands present in the longitudinal stiffening portion may have a higher count than the longitudinal son or strands present in the first and second skin.
  • This characteristic makes it possible to increase the stiffness of the stiffening element which will be formed from the stiffening portion when the preform is densified to form a part of composite material.
  • the count of the longitudinal wires or strands in the skins may be less than or equal to 24k, and the count of the longitudinal wires or strands in the stiffening portion may be greater than or equal to 96k.
  • the first or the second skin may have, on the side opposite to the longitudinal stiffening portion, a two-dimensional weaving on the surface.
  • the surface of the part made of composite material comprising such a preform will be smoother.
  • the son or longitudinal strands may be warp son or strands and the son or transverse strands may be weft son or strands.
  • the preform may further include at least one transverse stiffening portion extending perpendicular to the longitudinal stiffening portion between the first skin and the second skin. This portion of transverse stiffening makes it possible to increase the stiffness in the transverse direction of the platform, which further increases its mechanical strength.
  • the preform may include an upstream transverse stiffening portion and a downstream transverse stiffening portion spaced from the upstream stiffening portion in the longitudinal direction.
  • the subject of the invention is also an attached platform for an aeronautical turbomachine fan made of a composite material with fiber reinforcement densified by a matrix comprising a preform such as that presented above, the platform having a vein wall and an opposite wall to the vein wall intended to come into contact with a tooth of a fan disk, said walls being formed by the first skin and the second skin of the preform, the platform further comprising a longitudinal stiffening element extending between said walls formed by the longitudinal stiffening portion of the preform.
  • the stiffening element makes it possible to take up the forces exerted on the part by increasing the stiffness thereof and without significantly increasing its mass.
  • a subject of the invention is a fan module for an aeronautical turbomachine, comprising a fan disk, a plurality of fan blades mounted on the fan disk, and a plurality of attached platforms such as the one presented below. top positioned between the fan blades on the disc.
  • Figure 1 is a schematic sectional view of an aeronautical turbomachine.
  • FIG. 2 shows an attached platform for an aeronautical turbomachine fan made of a composite material comprising a fibrous reinforcement densified by a matrix.
  • FIG. 3 shows a fiber preform according to a first embodiment of the invention intended to form the fiber reinforcement of the platform of FIG. 2.
  • Figure 4 shows a perspective view in cross section of the preform of Figure 3.
  • Figure 5 shows a weave weave plane along the transverse plane V of Figure 3.
  • Figure 6 shows a weaving weave plane along the transverse plane VI of Figure 3.
  • Figure 7 shows a fiber platform preform attached according to a second embodiment of the invention.
  • Figure 8 shows a weave weave plane along the transverse plane VIII of Figure 7.
  • Figure 9 shows a weave weave plane along the longitudinal plane IX of Figure 7.
  • Figure 10 shows a bottom view of an attached fiber platform preform according to a third embodiment of the invention.
  • Figure 1 shows a schematic longitudinal sectional view of an aeronautical turbomachine 1, here a bypass turbojet centered on the A-A axis. It comprises, from upstream to downstream in the direction F of flow of the gas flow in the turbomachine: a fan 2, a low pressure compressor 3, a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high pressure turbine 6, and a low pressure turbine 7.
  • the fan 2 comprises in particular a rotating disc 8 on which are mounted a plurality of fan blades 9 between which are present attached platforms 10 (Figure 2).
  • Each platform 10 has the function of delimiting, inside with respect to the axis AA of the turbomachine 1, the gas flow duct inside the turbomachine 1 and to ensure the tightness of the duct. between the blades 9 of the fan 2.
  • An attached platform 10 according to one embodiment of the invention is illustrated in Figure 2.
  • the platform 10 extends in a longitudinal direction L between an upstream end 11 and a downstream end 12, and in a transverse direction T between a first edge 13 and a second edge 14.
  • the platform 10 has a variable thickness in the longitudinal direction L, in particular it is thinner upstream than downstream.
  • the platform 10 also has a variable width in the transverse direction T, which is adapted to the shape of the blades 9 and to their positioning on the disc 8.
  • the platform 10 has a first wall of the duct 15 and a second wall 16 opposite to it. the vein wall 15.
  • the first vein wall 15 is intended to be in contact with the gases from the vein.
  • the platform 16 can rest on the disc 8 via its second wall 16.
  • the downstream end 12 is intended to be blocked radially on the outside by a ferrule (not shown).
  • the platform 10 further comprises a longitudinal stiffening element 17 in the form of a beam extending in the longitudinal direction L and which connects the walls 15 and 16 between the upstream 11 and downstream ends 12.
  • the walls 15 and 16 are thus connected in a median part of the platform 10 only by the longitudinal stiffening element 17.
  • the platform 10 is in a single piece of composite material comprising a fibrous reinforcement densified by a matrix.
  • a first embodiment of the fiber preform 100 intended to form the fiber reinforcement of the platform 10 will be described in connection with FIGS. 3 to 6.
  • the fiber preform 100 is in one piece and obtained by three-dimensional weaving between a plurality of son or longitudinal strands and a plurality of son or transverse strands.
  • the fiber preform 100 has a first skin 110 intended to form the first vein wall 15 of the platform 10, and a second skin 120 intended to form the second wall 16.
  • the first skin 110 and the second skin 120 are connected. by a longitudinal stiffening portion 130 intended to form the stiffening element 17 of the platform 10.
  • the preform 100 extends in the longitudinal direction between an upstream end 101 and a downstream end 102.
  • FIG. 5 schematically shows a weaving weave in a transverse plane of the preform 100 at the level of the plane V of FIG. 3. This weaving weave is reproduced on a part of the preform 100 located between its upstream and downstream ends 101 and 102.
  • FIG. 5 thus schematically shows a weft plane of the fiber preform 100.
  • the weft threads bind together warp threads belonging to layers of different warp threads, with the exception of weft threads which may be present on the surface for carrying out a two-dimensional weaving and the possible presence of local detachments between layers of adjacent warp yarns.
  • Different 3D or multi-layered weaves can be used, such as interlock, multi-satin or multi-canvas weaves, for example, as described in WO 2006/136755.
  • the first skin 110 here comprises four layers of cic warp son 4 , which are linked by tit 8 weft son.
  • the second skin 120 similarly comprises four layers of warp yarns C13-C16, which are linked by weft yarns t 9 -ti 6 .
  • the stiffening portion for its part comprises eight layers of c 5 -c 12 warp yarns. It will be noted that there are, in the first skin 110 and in the second skin 120, twice as many weft threads as there are layers of warp threads because the weft threads are woven in pairs in certain parts of the skins 110 and 120. [0038]
  • the first skin 110 can be divided into three parts 110a, 110b and 110c along the transverse direction T.
  • the first part 110a and the third part 110c constitute free parts of the first skin 110 which are located in the opposite direction. on either side of the stiffening portion 130.
  • the weft threads are woven in pairs.
  • the weft threads t 1 and t 2 are woven together in the part 110a and in the part 110c, that is to say they follow the same path.
  • the weaving can be of the interlock type.
  • the weaving of the weft threads t 1 and t 2 is two-dimensional so as to impart a smooth surface condition to the part made of composite material.
  • the second skin 120 can be divided into three parts 120a, 120b and 120c along the transverse direction.
  • the first part 120a and the third part 120c constitute free parts of the second skin 120 which are situated on either side of the stiffening portion 130.
  • the weft threads are woven in pairs.
  • the weft threads t 15 and t 16 are woven together in the part 120a and in the part 120c, that is to say they follow the same path.
  • the weaving can be of the interlock type.
  • the weaving of the weft threads t 15 and t 16 is two-dimensional so as to impart a smooth surface state to the composite material part.
  • the weft son of each pair of weft son trt 2 , t 3 -t 4 , t 5 -t 6 and t 7 -t 8 are separated into two unitary son at the level of the stiffening portion 130, and generally on either side thereof.
  • the unit threads are woven separately with warp threads in the part 110b and in the stiffening portion 130.
  • the term “separately woven” is understood to mean that the threads no longer follow the same path. The separation of the pairs (or duplication of the pairs) thus makes it possible to double the number of weft threads available at the level of the stiffening portion in order to be able to weave the latter with additional layers of warp threads.
  • weft threads L to t 4 are woven respectively with the layers of warp threads c 1 to c 4 in the part 110b of the first skin 110, while the weft threads t 5 to t 8 are woven respectively with the layers of warp yarns c 5 , c 6 , c 8 and c 9 in the stiffening portion 130.
  • a part of the unitary weft yarns of the first skin 110 are woven with layers of warp yarns of the first skin 110
  • another part of the unitary weft threads of the first skin 110 are woven with layers of warp threads of the stiffening portion 130.
  • the weft threads of each pair of weft threads t 9 - t-io, tn-ti2, ti 3 -ti 4 and ti 5 -ti 6 are separated into two unit threads at the level of the stiffening portion 130, and generally on either side thereof. Once separated, the unit threads are woven separately with warp threads in the part 120b and in the stiffening portion 130. Thus, the weft threads t-i3 to ti 6 are woven respectively with the layers of warp threads.
  • the unitary weft threads obtained by splitting the pairs of weft threads are each woven with a single layer of different warp threads in the parts 110b and 120b and in the stiffening portion 130.
  • the unitary weft yarns t 7 and t 8 coming from the first portion 110 cross the weft yarn t 9 coming from the second portion 120 in the stiffening portion 130.
  • This crossing allows here that the layers of warp yarns c 7 , c 8 and c 9 are linked to the first skin 110 by the weft yarns t 7 and t 8 , and to the second skin 120 by the weft yarn t 9 .
  • other weaving weaves can be envisioned while retaining the crossing, at least twice, of weft yarns coming from the first 110 and from the second 120 skin in the stiffening portion 130 in order to ensure the cohesion of the weft. the preform 100.
  • warp threads per column in the first skin 110 and in the second skin 120 there are four warp threads per column at the level of the free parts 110a, 120a, 110c, 120c of the skins.
  • the number of warp threads of the same warp column is here progressively increased to reach sixteen warp threads per column in the preform at the level of the stiffening portion 130.
  • the weft threads of the pairs of Weft threads are separated at different warp columns, that is to say at different locations along the transverse direction T, this allows a gradual introduction of the new warp threads and easier weaving.
  • the count (that is to say the average number of filaments constituting the yarns) of the warp yarns of the layers c 5 to c 12 in the stiffening portion 130 is greater than the titer of the yarns.
  • Figure 6 shows an example of weaving weave in a weft plane located at the upstream end 101 of the preform 100.
  • the skins 110 and 120 are woven together, and are not yet separated by the stiffening portion 130.
  • the separation of the skins 110 and 120 from the upstream end 101 is done progressively by introducing the layers of chain yarns c 5 to ci 2 and doubling the pairs. weft threads, as described above.
  • the weaving weave presented here is a conventional interlock weaving weave, with the difference that we use pairs of weft yarns tt 2 to t 15 - ti 6 which are woven with the layers of warp yarns Ci to c 4 and ci 3 to ci 6 .
  • FIG. 7 shows a fiber preform 200 according to another embodiment of the invention. It still comprises an upstream end 201, a downstream end 202, a first skin 210, a second skin 220, and a longitudinal stiffening portion 230.
  • the fiber preform 200 has in addition to the portion of longitudinal stiffening 230, an upstream transverse stiffening portion 241 and a downstream transverse stiffening portion 242 which extend between the skins 210 and 220.
  • the transverse stiffening portions 241 and 242 are spaced in the longitudinal direction L and extend transversely to the longitudinal stiffening portion 230.
  • FIG. 8 schematically shows the weaving weave along the weft plane VIII identified in FIG.
  • the weaving in the weft direction is conventional and of the interlock type.
  • the unitary weft threads t 1 to t 16 are woven separately with the warp thread layers c 1 to c 16 .
  • each transverse stiffening portion 241 and 242 in the longitudinal direction L we find the weave weave illustrated in Figure 5 to form the longitudinal stiffening portion 230.
  • FIG 9 schematically shows the weave weave according to the warp plane IX identified in Figure 7 at the downstream transverse stiffening portion 242.
  • the IX plane is located in an area where the longitudinal stiffening portion 230 is not present.
  • This is still a conventional interlock type weaving where the warp threads are selectively woven with a number of different weft thread columns depending on whether one is in one of the skins 210 or 220 or at the same time. level of the transverse stiffening portion 242.
  • the warp threads c 1 to c 4 are woven with layers of unitary weft threads t 1 to t 4 in the first skin 210.
  • the warp threads c 5 to c 12 are woven.
  • the warp yarns Ci 3 to Ci 6 are woven with layers of weft yarns t 13 to t 16 unitary in the second skin 220 .
  • Figure 10 shows a bottom view of a fiber preform 300 according to a third embodiment of the invention.
  • the fiber preform 300 is very similar to the fiber preform 200, it also comprises an upstream end 301, a downstream end 302, a first skin 310, a second skin 320, a longitudinal stiffening portion 330, and two transverse stiffening portions 341 and 342.
  • the second skin 320 generally has a width in the transverse direction T less than that of the first skin 310.
  • the transverse stiffening beams 341 and 342 extend over only a part of the width. of the first skin 310.
  • the second skin 320 has cutouts 321 in order to bring its edges closer to the stiffening portions 330, 341 and 342 and thus to reduce the surface area. of the second skin 320.
  • the preform 300 is thus lighter while retaining its stiffness in the longitudinal L and transverse T directions.
  • the fibers of the fiber preform 100, 200 or 300 are made of a material chosen according to the envisaged application, for example glass, carbon or ceramic.
  • Densification of the fiber preform by a matrix to obtain a part made of composite material is carried out by maintaining the preform in a shaping tool at least until stiffening (or consolidation) of the preform.
  • Inflatable bladders can be used to form hollow parts in the room and prevent their filling by a die.
  • inflatable bladders can be used to separate the skins of the preform 100, 200 or 300 during densification.
  • the matrix is of a nature chosen as a function of the envisaged application, for example an organic matrix obtained in particular from a polymer matrix precursor resin such as an epoxy, bismaleimide or polyimide resin, or a carbon matrix or a ceramic matrix.
  • a polymer matrix precursor resin such as an epoxy, bismaleimide or polyimide resin, or a carbon matrix or a ceramic matrix.
  • the fiber preform is impregnated with a composition containing the matrix precursor resin, before shaping in a tool, or after shaping, the impregnation being in the latter case carried out for example by infusion or an RTM (“Resin Transfer Molding”) type process in a suitable mold.
  • the densification can be carried out by chemical infiltration in the gas phase, or CVI (“Chemical Vapor Infiltration”) or by impregnation with a liquid composition containing a carbon or ceramic precursor resin. and heat treatment for pyrolysis or ceramization of the precursor, these processes being well known per se.

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Abstract

Préforme fibreuse (100) en tissu tridimensionnel pour une plateforme rapportée de soufflante comprenant une première peau (110) de paroi de veine de la plateforme, une deuxième peau (120) de paroi opposée et un raidisseur longitudinal (130) les reliant et dans un plan transversal de la préforme des fils transversaux des peaux tissés par paires dans les peaux, les fils d'une première paire de fils transversaux de la première peau sont séparés en deux fils unitaires au niveau du raidisseur, lesdits fils unitaires étant tissés avec des fils longitudinaux, les fils d'une deuxième paire de fils transversaux de la deuxième peau sont séparés en deux fils unitaires au niveau du raisisseur, lesdits fils unitaires étant tissés séparément avec des fils longitudinaux et un fil de la première paire et un fil de la deuxième paire se croisent deux fois dans le raidisseur.

Description

Description
Titre de l'invention : PREFORME FIBREUSE TISSEE POUR REALISER UNE PLATEFORME RAPPORTEE DE SOUFFLANTE EN MATERIAU COMPOSITE
Domaine Technique
[0001] La présente invention se rapporte au domaine général des pièces en matériau composite. Plus précisément, l’invention se rapporte à une préforme fibreuse pour fabriquer une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique.
Technique antérieure
[0002] De façon connue, une pièce en matériau composite peut être obtenue par réalisation d’une préforme fibreuse et densification de la préforme par une matrice. Selon l’application envisagée, la préforme peut être en fibres de verre, carbone ou céramique, et la matrice peut être en un matériau organique (polymère), en carbone ou en céramique.
[0003] Pour les pièces de forme relativement complexe, il est connu de réaliser une structure fibreuse ou ébauche en une seule pièce par tissage tridimensionnel (3D) ou multicouches et de mettre en forme la structure fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle de la pièce à fabriquer.
[0004] Dans la soufflante d’une turbomachine aéronautique, les aubes de la soufflante sont montées sur un disque rotatif et des plateformes rapportées sont disposées entre les aubes pour délimiter la veine d’écoulement des gaz à l’entrée de la turbomachine.
[0005] Il existe toujours un besoin pour une plateforme rapportée qui présente une tenue mécanique améliorée, un faible encombrement et une masse réduite.
Exposé de l’invention
[0006] A cet effet, l’invention concerne une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d’une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale de la plateforme avec une pluralité de fils ou torons transversaux, la préforme comprenant une première peau correspondant à une paroi de veine de la plateforme, une deuxième peau correspondant à une paroi opposée à la paroi de veine de la plateforme, et une portion de raidissement longitudinale reliant la première peau à la deuxième peau le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
- des fils ou torons transversaux de la première peau et de la deuxième peau sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion de raidissement longitudinale,
- les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
- les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
- au moins un fil ou toron de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire se croisent au moins deux fois dans la portion de raidissement longitudinale.
[0007] Par « tissage tridimensionnel », « tissage 3D », « tissage multicouches » on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de chaîne (ou fils longitudinaux) lient des fils de trame (ou fils transversaux) sur plusieurs couches de trame. Un tel tissage peut être réalisé dans un métier à tisser de type jacquard, de façon connue en soi.
[0008] La préforme fibreuse selon l’invention présente l’avantage d’être réalisable en une seule étape de tissage, et de présenter une portion de raidissement longitudinale qui servira, lorsque la préforme constitue le renfort fibreux d’une plateforme en matériau composite, d’élément de raidissement le long de la direction longitudinale. La portion de raidissement longitudinale est ainsi formée à partir de paires de fils ou torons transversaux qui sont dédoublées (séparées) en fils ou torons unitaires tissés ensuite séparément avec des fils ou torons longitudinaux qui sont introduits au niveau de la portion de raidissement longitudinale. Par ce mode de tissage à partir de paires dédoublées, la portion de raidissement longitudinale est ainsi liée par tissage aux peaux, ce qui assure une bonne tenue de l’ensemble. En outre, il n’est pas nécessaire d’insérer des fils ou torons transversaux supplémentaires pour réaliser la portion de raidissement longitudinale, ce qui simplifie le tissage de la préforme. Le croisement de fils ou torons longitudinaux provenant de la première et de la deuxième peau permet d’assurer la liaison par tissage des peaux avec la portion de raidissement, tout en augmentant la tenue mécanique de l’ensemble.
[0009] L’emploi d’une telle armure de tissage dans la préforme permet en outre de réduire la masse de l’ensemble par rapport à une plateforme pleine ou du type à caisson où deux parois latérales relient les peaux entre elles sur toute la longueur de la préforme.
[0010] Dans un exemple de réalisation, au moins une partie des fils ou torons longitudinaux présents dans la portion de raidissement longitudinale peuvent présenter un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux présents dans la première et la deuxième peau. Cette caractéristique permet d’augmenter la raideur de l’élément de raidissement qui sera formé à partir de la portion de raidissement lorsque la préforme sera densifiée pour former une pièce en matériau composite. Par exemple le titre des fils ou torons longitudinaux dans les peaux peut être inférieur ou égal à 24k, et le titre des fils ou torons longitudinaux dans la portion de raidissement peut être supérieur ou égal à 96k.
[0011] Dans un exemple de réalisation, la première ou la deuxième peau peut présenter du côté opposé à la portion de raidissement longitudinale un tissage bidimensionnel en surface. Ainsi, la surface de la pièce en matériau composite comprenant une telle préforme sera plus lisse.
[0012] Dans un exemple de réalisation, les fils ou torons longitudinaux peuvent être des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux peuvent être des fils ou torons de trame.
[0013] Dans un exemple de réalisation, la préforme peut comporter en outre au moins une portion de raidissement transversale s’étendant perpendiculairement à la portion de raidissement longitudinale entre la première peau et la deuxième peau. Cette portion de raidissement transversale permet d’augmenter la raideur dans la direction transversale de la plateforme, ce qui augmente encore sa tenue mécanique.
[0014] Dans un exemple de réalisation, la préforme peut comporter une portion de raidissement transversale amont et une portion de raidissement transversale aval espacée de la portion de raidissement amont selon la direction longitudinale.
[0015] L’invention a également pour objet une plateforme rapportée de soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme telle que celle présentée ci-avant, la plateforme ayant une paroi de veine et une paroi opposée à la paroi de veine destinée à venir au contact d’une dent d’un disque de soufflante, lesdites parois étant formées par la première peau et la deuxième peau de la préforme, la plateforme comprenant en outre un élément de raidissement longitudinal s’étendant entre lesdites parois formé par la portion de raidissement longitudinale de la préforme. L’élément de raidissement permet de reprendre les efforts s’exerçant sur la pièce en augmentant la raideur de celle-ci et sans augmenter de façon significative sa masse.
[0016] L’invention a enfin pour objet un module de soufflante de turbomachine aéronautique, comprenant un disque de soufflante, une pluralité d’aubes de soufflante montées sur le disque de soufflante, et une pluralité de plateformes rapportées telles que celle présentée ci-dessus positionnées entre les aubes de soufflante sur le disque.
Brève description des dessins
[0017] D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures :
[0018] [Fig. 1] La figure 1 est une vue schématique en coupe d’une turbomachine aéronautique.
[0019] [Fig. 2] La figure 2 montre une plateforme rapportée pour soufflante de turbomachine aéronautique en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice. [0020] [Fig. 3] La figure 3 montre une préforme fibreuse selon un premier mode de réalisation de l’invention destinée à former le renfort fibreux de la plateforme de la figure 2.
[0021] [Fig.4] La figure 4 montre une vue en perspective et en coupe transversale de la préforme de la figure 3.
[0022] [Fig. 5] La figure 5 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal V de la figure 3.
[0023] [Fig. 6] La figure 6 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal VI de la figure 3.
[0024] [Fig. 7] La figure 7 montre une préforme fibreuse de plateforme rapportée selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
[0025] [Fig. 8] La figure 8 montre un plan d’armure de tissage selon le plan transversal VIII de la figure 7.
[0026] [Fig. 9] La figure 9 montre un plan d’armure de tissage selon le plan longitudinal IX de la figure 7.
[0027] [Fig. 10] La figure 10 montre une vue de dessous d’une préforme fibreuse de plateforme rapportée selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
Description des modes de réalisation
[0028] La figure 1 montre une vue schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine aéronautique 1 , ici un turboréacteur à double flux centré sur l’axe A-A. Elle comporte, d’amont en aval dans le sens F d’écoulement du flux gazeux dans la turbomachine : une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, et une turbine basse pression 7.
[0029] La soufflante 2 comprend notamment un disque rotatif 8 sur lequel sont montées une pluralité d’aubes 9 de soufflante entre lesquelles sont présentes des plateformes rapportées 10 (figure 2). Chaque plateforme 10 a pour fonction de délimiter, à l’intérieur par rapport à l’axe A-A de la turbomachine 1 , la veine d’écoulement des gaz à l’intérieur de la turbomachine 1 et d’assurer l’étanchéité de la veine entre les aubes 9 de la soufflante 2. [0030] Une plateforme rapportée 10 selon un mode de réalisation de l’invention est illustrée sur la figure 2. La plateforme 10 s’étend selon une direction longitudinale L entre une extrémité amont 11 et une extrémité aval 12, et selon une direction transversale T entre un premier bord 13 et un deuxième bord 14. La plateforme 10 présente une épaisseur variable selon la direction longitudinale L, en particulier elle est plus fine à l’amont qu’à l’aval. La plateforme 10 présente en outre une largeur variable selon la direction transversale T, qui est adaptée à la forme des aubes 9 et à leur positionnement sur le disque 8. La plateforme 10 présente une première paroi de veine 15 et une deuxième paroi 16 opposée à la paroi de veine 15. La première paroi de veine 15 est destinée à être au contact des gaz de la veine. La plateforme 16 peut reposer sur le disque 8 via sa deuxième paroi 16. L’extrémité aval 12 est destinée à être bloquée radialement à l’extérieur par une virole (non représentée).
[0031] La plateforme 10 comprend en outre un élément de raidissement longitudinal 17 sous la forme d’une poutre s’étendant selon la direction longitudinale L et qui relie les parois 15 et 16 entre les extrémités amont 11 et aval 12. Les parois 15 et 16 ne sont ainsi reliées dans une partie médiane de la plateforme 10 que par l’élément de raidissement longitudinal 17.
[0032] La plateforme 10 est en une seule pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice. Un premier mode de réalisation de préforme fibreuse 100 destinée à former le renfort fibreux de la plateforme 10 va être décrit en lien avec les figures 3 à 6.
[0033] La préforme fibreuse 100 est en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel entre une pluralité de fils ou torons longitudinaux et une pluralité de fils ou torons transversaux.
[0034] La préforme fibreuse 100 présente une première peau 110 destinée à former la première paroi de veine 15 de la plateforme 10, et une deuxième peau 120 destinée à former la deuxième paroi 16. La première peau 110 et la deuxième peau 120 sont reliées par une portion de raidissement longitudinale 130 destinée à former l’élément de raidissement 17 de la plateforme 10. La préforme 100 s’étend selon la direction longitudinale entre une extrémité amont 101 et une extrémité aval 102. [0035] La figure 5 montre schématiquement une armure de tissage dans un plan transversal de la préforme 100 au niveau du plan V de la figure 3. Cette armure de tissage est reproduite sur une partie de la préforme 100 située entre ses extrémités amont et aval 101 et 102. [0036] Sur la figure 5 sont représentées des couches c-i-Ci6 de fils ou torons de chaîne (longitudinaux) et les trajets de fils ou torons de trame t t16 (transversaux). Par souci de simplification, on parlera de fils de chaîne et de fils de trame dans la suite de la description. La figure 5 montre ainsi schématiquement un plan de trame de la préforme fibreuse 100. Les fils de trame lient entre eux des fils de chaîne appartenant à des couches de fils de chaîne différentes, exception faite de fils de trame qui peuvent être présents en surface pour réaliser un tissage bidimensionnel et de la présence éventuelle de déliaisons locales entre couches de fils de chaîne adjacentes. Différentes armures de tissage 3D ou multi-couches peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-toile, par exemple, comme décrit dans le document WO 2006/136755.
[0037] La première peau 110 comprend ici quatre couches de fils de chaîne c-i-c4, qui sont liées par des fils de trame t-i-t8. La deuxième peau 120 comprend de manière similaire quatre couches de fils de chaîne C13-C16, qui sont liées par des fils de trame t9-ti6. La portion de raidissement comprend quant à elle huit couches de fils de chaîne c5-c12. On notera qu’il y a, dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, deux fois plus de fils de trame que de couches de fils de chaîne car les fils de trame sont tissés par paires dans certaines parties des peaux 110 et 120. [0038] La première peau 110 peut être divisée en trois parties 110a, 110b et 110c le long de la direction transversale T. La première partie 110a et la troisième partie 110c constituent des parties libres de la première peau 110 qui sont situées de part et d’autre de la portion de raidissement 130. Dans la première 110a et dans la troisième partie 110c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t1 et t2 sont tissés ensemble dans la partie 110a et dans la partie 110c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 110a et 110c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la première peau 110 opposée à la portion de raidissement 130, et dans les parties 110a et 110c le tissage des fils de trame t1 et t2 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
[0039] De manière similaire, la deuxième peau 120 peut être divisée en trois parties 120a, 120b et 120c le long de la direction transversale. La première partie 120a et la troisième partie 120c constituent des parties libres de la deuxième peau 120 qui sont situées de part et d’autre de la portion de raidissement 130. Dans la première 120a et dans la troisième partie 120c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t15 et t16 sont tissés ensemble dans la partie 120a et dans la partie 120c, c’est-à-dire qu’ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 120a et 120c, le tissage peut être de type interlock.
On notera que sur la surface de la deuxième peau 120 opposée à la portion de raidissement 130, et dans les parties 120a et 120c le tissage des fils de trame t15 et t16 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
[0040] Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame trt2, t3-t4, t5-t6 et t7-t8 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 110b et dans la portion de raidissement 130. Par « tissés séparément » on entend que les fils ne suivent plus le même trajet. La séparation des paires (ou dédoublement des paires) permet ainsi de doubler le nombre de fils de trame disponibles au niveau de la portion de raidissement pour pouvoir tisser celle-ci avec des couches de fils de chaîne supplémentaires. Ainsi, les fils de trame L à t4 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c1 à c4 dans la partie 110b de la première peau 110, alors que les fils de trame t5 à t8 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c5, c6, c8et c9 dans la portion de raidissement 130. Une partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la première peau 110, et une autre partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion de raidissement 130.
[0041] Dans l’exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t9- t-io, tn-ti2, ti3-ti4 et ti5-ti6 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion de raidissement 130, et généralement de part et d’autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 120b et dans la portion de raidissement 130. Ainsi, les fils de trame t-i3 à t-i6 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c-i3 à c-i6 dans la partie 120b deuxième peau 120, alors que les fils de trame t9 à t12 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c7, c10à c12 dans la portion de raidissement. Une partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la deuxième peau 120, et une autre partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion de raidissement 130.
[0042] Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires obtenus par dédoublement des paires de fils de trame sont tissés chacun avec une seule couche de fils de chaîne différente dans les parties 110b et 120b et dans la portion de raidissement 130.
[0043] Dans l’exemple illustré, les fils de trame unitaires t7 et t8 provenant de la première portion 110 croisent le fil de trame t9 provenant de la deuxième portion 120 dans la portion de raidissement 130. Ce croisement permet ici que les couches de fils de chaîne c7, c8 et c9 soient liées à la première peau 110 par les fils de trame t7 et t8, et à la deuxième peau 120 par le fil de trame t9. Bien entendu, d’autres armures de tissage peuvent être envisagées en conservant le croisement, au moins deux fois, de fils de trame provenant de la première 110 et de la deuxième 120 peau dans la portion de raidissement 130 afin d’assurer la cohésion de la préforme 100. Ainsi, dans cet exemple, une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la première peau 110 croise une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la deuxième peau 120 ; les autres fils de trame unitaires étant tissés avec des couches de fils de chaîne différentes sans se croiser entre eux.
[0044] Dans l’exemple illustré, il y a quatre fils de chaîne par colonne dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, soit huit fils par colonne au niveau des parties libres 110a, 120a, 110c, 120c des peaux. Le nombre de fils de chaînes d’une même colonne de chaîne est ici progressivement augmenté pour atteindre seize fils de chaîne par colonne dans la préforme au niveau de la portion de raidissement 130. Dans cet exemple, les fils de trame des paires de fils de trame sont séparés au niveau de colonnes de chaîne différentes, c’est-à- dire à des emplacements différents le long de la direction transversale T, cela permet une introduction progressive des nouveaux fils de chaîne et un tissage plus aisé.
[0045] Il peut être avantageux que le titre (c’est-à-dire nombre de filaments moyen constituant les fils) des fils de chaîne des couches c5 à c12 dans la portion de raidissement 130 soit supérieur au titre des fils de chaîne des couches Ci à c4 et C-I3 à C-I6 dans les peau 110 et 120, afin d’augmenter la fonction de raidissement de la portion de raidissement 130 dans une pièce en matériau composite.
[0046] La figure 6 montre ensuite un exemple d’armure de tissage dans un plan de trame situé au niveau de l’extrémité amont 101 de la préforme 100. Au niveau de l’extrémité amont 101 , les peaux 110 et 120 sont tissées ensemble, et ne sont pas encore séparées par la portion de raidissement 130. La séparation des peaux 110 et 120 à partir de l’extrémité amont 101 se fait progressivement par introduction des couches de fils de chaînes c5 à c-i2 et dédoublement des paires de fils de trame, comme décrit ci-avant.
[0047] L’armure de tissage présentée ici est une armure de tissage interlock classique, à la différence près qu’on utilise des paires de fils de trame t t2 à t15- ti6 qui sont tissées avec les couches de fils de chaîne Ci à c4 et c-i3 à c-i6. En variante, on pourrait utiliser des fils de trame unitaires, et introduire ensuite les paires de fils de trame lorsque les peaux 110 et 120 se séparent et pour former la portion de raidissement 130.
[0048] La figure 7 montre une préforme fibreuse 200 selon un autre mode de réalisation de l’invention. Elle comprend toujours une extrémité amont 201 , une extrémité aval 202, une première peau 210, une deuxième peau 220, et une portion de raidissement longitudinale 230. Par rapport à la préforme fibreuse 100, la préforme fibreuse 200 présente en plus de la portion de raidissement longitudinale 230, une portion de raidissement transversale amont 241 et une portion de raidissement transversale aval 242 qui s’étendent entre les peaux 210 et 220. Les portions de raidissement transversales 241 et 242 sont espacées selon la direction longitudinale L et s’étendent transversalement à la portion de raidissement longitudinale 230. [0049] La figure 8 montre schématiquement l’armure de tissage selon le plan VIII de trame identifié sur la figure 7 au niveau de l’intersection entre la portion de raidissement transversale amont 241 et la portion de raidissement longitudinale 230. Au centre des portions de raidissement transversales 241 et 242, le tissage dans la direction trame est classique et du type interlock. Les fils de trame t1 à t16 unitaires sont tissés séparément avec les couches de fils de chaîne c1 à c16.
Puis, de part et d’autre de chaque portion de raidissement transversale 241 et 242 selon la direction longitudinale L, on retrouve l’armure de tissage illustrée en figure 5 pour former la portion de raidissement longitudinale 230.
[0050] La figure 9 montre schématiquement l’armure de tissage selon le plan IX de chaîne identifié sur la figure 7 au niveau de la portion de raidissement transversale aval 242. Le plan IX est situé dans une zone où la portion de raidissement longitudinale 230 n’est pas présente. Il s’agit encore d’un tissage de type interlock classique où l’on tisse sélectivement les fils de chaîne avec un nombre de colonnes de fils de trame différentes selon qu’on se trouve dans l’une des peaux 210 ou 220 ou au niveau de la portion de raidissement transversale 242. Les fils de chaîne c1 à c4 sont tissés avec des couches de fils de trame t1 à t4 unitaires dans la première peau 210. Les fils de chaîne c5 à c12 sont tissés avec des couches de fils de trame t5 à ti2 unitaires dans la portion de raidissement transversale 242. Les fils de chaîne Ci3 à Ci6 sont tissés avec des couches de fils de trame t13 à t16 unitaires dans la deuxième peau 220.
[0051] La figure 10 montre une vue de dessous d’une préforme fibreuse 300 selon un troisième mode de réalisation de l’invention. La préforme fibreuse 300 est très similaire à la préforme fibreuse 200, elle comprend aussi une extrémité amont 301 , une extrémité aval 302, une première peau 310, une deuxième peau 320, une portion de raidissement longitudinale 330, et deux portions de raidissement transversales 341 et 342. On peut voir que la deuxième peau 320 présente généralement une largeur dans la direction transversale T inférieure à celle de la première peau 310. En particulier, les poutres de raidissement transversales 341 et 342 s’étendent sur une partie seulement de la largeur de la première peau 310. La deuxième peau 320 présente des découpes 321 afin de rapprocher ses bords des portions de raidissement 330, 341 et 342 et diminuer ainsi la surface de la deuxième peau 320. La préforme 300 est ainsi plus légère tout en conservant sa raideur dans les directions longitudinale L et transversale T.
[0052] De manière générale, les fibres de la préforme fibreuse 100, 200 ou 300 sont en un matériau choisi en fonction de l’application envisagée, par exemple en verre, en carbone ou en céramique.
[0053] La densification de la préforme fibreuse par une matrice pour obtenir une pièce en matériau composite est réalisée en maintenant la préforme dans un outillage de conformation au moins jusqu’à rigidification (ou consolidation) de la préforme. Des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former des parties creuses dans la pièce et empêcher leur remplissage par une matrice. En particulier, des vessies gonflables peuvent être utilisées pour séparer les peaux de la préforme 100, 200 ou 300 lors de la densification.
[0054] La matrice est de nature choisie en fonction de l’application envisagée, par exemple une matrice organique obtenue notamment à partir d’une résine précurseur de matrice polymère telle qu’une résine époxyde, bismaléimide ou polyimide, ou une matrice en carbone ou une matrice en céramique.
[0055] Dans le cas d’une matrice organique, la préforme fibreuse est imprégnée par une composition contenant la résine précurseur de matrice, avant conformation dans un outillage, ou après conformation, l’imprégnation étant dans ce dernier cas réalisée par exemple par infusion ou un procédé de type RTM (« Resin Transfer Molding ») dans un moule adapté. Dans le cas d’une matrice en carbone ou en céramique, la densification pourra être réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI (« Chemical Vapour Infiltration ») ou par imprégnation par une composition liquide contenant une résine précurseur de carbone ou de céramique et traitement thermique de pyrolyse ou céramisation du précurseur, ces procédés étant bien connus en soi.

Claims

Revendications
[Revendication 1 ] Préforme fibreuse (100 ; 200 ; 300) destinée à former le renfort fibreux d’une plateforme rapportée (10) de soufflante (2) de turbomachine aéronautique (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d’une pluralité de fils ou torons longitudinaux (c-i-c-ie) s’étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale (L) de la plateforme avec une pluralité de fils ou torons transversaux (t-rt16), la préforme comprenant une première peau (110 ; 210 ; 310) correspondant à une paroi de veine (15) de la plateforme, une deuxième peau (120 ; 220 ; 320) correspondant à une paroi (16) opposée à la paroi de veine de la plateforme, et une portion de raidissement longitudinale (130 ;
230 ; 330) reliant la première peau à la deuxième peau le long de la direction longitudinale (L), caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
- des fils ou torons transversaux de la première peau (t t8) et de la deuxième peau (tg-t-ie) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d’autre de la portion de raidissement longitudinale,
- les fils ou torons d’au moins une première paire de fils ou torons transversaux (t5-t6, t7-t8) de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
- les fils ou torons d’au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux (t9-t10, tn-t12) de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion de raidissement longitudinale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
- au moins un fil ou toron (t7, t8) de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire (t9) se croisent au moins deux fois dans la portion de raidissement longitudinale.
[Revendication 2] Préforme fibreuse selon la revendication 1 , dans laquelle au moins une partie des fils ou torons longitudinaux (c5-c12) présents dans la portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) présentent un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux (ci-c4, Ci3-Ci6) présents dans la première (110 ; 210 ; 310) et la deuxième peau (120 ; 220 ; 320).
[Revendication 3] Préforme fibreuse selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la première (110 ; 210 ; 310) ou la deuxième (120 ; 220 ; 320) peau présente du côté opposé à la portion de raidissement longitudinale (130 ;
230 ; 330) un tissage bidimensionnel en surface.
[Revendication 4] Préforme fibreuse selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle les fils ou torons longitudinaux (c-i-c-ie) sont des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux (t-rt-ie) sont des fils ou torons de trame.
[Revendication 5] Préforme fibreuse selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, comportant en outre au moins une portion de raidissement transversale (341 , 342) s’étendant perpendiculairement à la portion de raidissement longitudinale entre la première peau et la deuxième peau.
[Revendication 6] Préforme fibreuse selon la revendication 5, comportant une portion de raidissement transversale amont (341 ) et une portion de raidissement transversale aval (342) espacée de la portion de raidissement amont selon la direction longitudinale (L).
[Revendication 7] Plateforme rapportée (10) de soufflante (2) de turbomachine aéronautique (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme (100 ; 200 ; 300) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, la plateforme ayant une paroi de veine (15) et une paroi (16) opposée à la paroi de veine destinée à venir au contact d’une dent d’un disque (8) de soufflante, lesdites parois étant formées par la première peau (110 ; 210 ; 310) et la deuxième peau (120 ; 220 ; 320) de la préforme, la plateforme comprenant en outre un élément de raidissement longitudinal (17) s’étendant entre lesdites parois formé par la portion de raidissement longitudinale (130 ; 230 ; 330) de la préforme. [Revendication 8] Module de soufflante (2) de turbomachine aéronautique, comprenant un disque de soufflante (8), une pluralité d’aubes (9) de soufflante montées sur le disque de soufflante, et une pluralité de plateformes rapportées (10) selon la revendication 7 positionnées entre les aubes de soufflante sur le disque.
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WO2019097147A1 (fr) * 2017-11-14 2019-05-23 Safran Ceramics Structure fibreuse et piece en materiau composite incorporant une telle structure

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