WO2022117962A1 - Aube composite pour un moteur d'aeronef et son procedé de fabrication - Google Patents

Aube composite pour un moteur d'aeronef et son procedé de fabrication Download PDF

Info

Publication number
WO2022117962A1
WO2022117962A1 PCT/FR2021/052178 FR2021052178W WO2022117962A1 WO 2022117962 A1 WO2022117962 A1 WO 2022117962A1 FR 2021052178 W FR2021052178 W FR 2021052178W WO 2022117962 A1 WO2022117962 A1 WO 2022117962A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
film
shield
preform
edge
Prior art date
Application number
PCT/FR2021/052178
Other languages
English (en)
Inventor
Maximilien Eddie FARRANDS
Magalie BLANQUART
Romain Picon
Original Assignee
Safran
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 filed Critical Safran
Publication of WO2022117962A1 publication Critical patent/WO2022117962A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/88—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts characterised primarily by possessing specific properties, e.g. electrically conductive or locally reinforced
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2230/40—Heat treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/15—Heat shield
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE COMPOSITE BLADE FOR AN AIRCRAFT ENGINE AND ITS MANUFACTURING PROCESS
  • the present invention relates to a blade made of composite material for an aircraft turbomachine, as well as a method for manufacturing this blade.
  • the state of the art includes in particular documents FR-A1 -2 956 057, FR-A1 - 3 029 134, FR-A1 -3 051 386, WO-A1 -2019/186029A1, WO-A1 -2020/043996 and WO-A1-2017/025682.
  • composite materials are advantageous in the aeronautical industry in particular because these materials have interesting mechanical performances for relatively low masses.
  • a process for manufacturing a composite part for the aeronautics industry which is well known to those skilled in the art, is the RTM molding process, the initials of which refer to the Anglo-Saxon acronym for Resin Transfer Molding.
  • a process is for example used to manufacture a blade, in particular of a turbomachine fan.
  • a preform is made by weaving and then impregnated with resin to form a blade.
  • This blade comprises a lower surface and an upper surface which extend from a leading edge to a trailing edge of the blade.
  • the composite material of the blade is relatively fragile, and in particular sensitive to shocks, and it is known to protect it by means of a metal shield which is attached and fixed to the leading edge of the blade.
  • a method of attaching the shield to the blade consists for example of bonding the shield to the blade after polymerization of the resin, using an adhesive in the form of a paste.
  • the draping of the glue on an object of complex shape such as a blade leads to difficulties concerning in particular the precision of the positioning of the glue on the blade.
  • the draping of the glue on the blade can generate wrinkles and therefore an extra thickness which can create a deformation of the blade one once the shield is fixed on the blade.
  • the precision of the placement of the glue on the blade, as well as the consistency in the repetition of this placement are therefore difficult to guarantee.
  • the object of the present invention is in particular to solve all or part of the aforementioned problems.
  • the invention proposes for this purpose a method of manufacturing a blade made of composite material for a turbomachine, in particular an aircraft, this blade comprising a blade comprising a lower surface and an upper surface which extend from a leading edge to 'at a trailing edge of the blade, the blade further comprising a metal shield extending along the leading edge of the blade, the method comprising the steps of a) preparing a preform comprising first fibers , b) positioning a film on at least part of the preform, this film covering an edge of the preform intended to form the leading edge of the blade, c) provisional positioning of the shield on the edge of the preform, a part of said film being inserted between the shield and this edge of the preform, d) and e) cutting of the film along the edges of the shield so that the cut film forms at least a template delimiting a zone for affixing glue located under the shield, and removal of the shield, f) positioning a film of glue on said zone and cutting the film of glue according to the shape
  • the adhesive film can be positioned precisely so as to respect the final position of the shield and to avoid an extra thickness linked to the wrinkles of the glue film on the complex shape. Gluing is much more precise and can be reproduced without error, improving the stability and reproducibility of blade manufacturing. The additional manual preparation steps described above are thus avoided, which notably allows a financial gain.
  • the method according to the invention may comprise one or more of the following characteristics or steps, taken separately from each other or in combination with each other:
  • the preform is formed by stacking several sheets of said first fibers which are woven or non-woven and/or by weaving, in particular in three dimensions, said first fibers;
  • the first fibers are made of carbon
  • the first fibers are impregnated with a polymerizable resin
  • the method comprises a step j) of drawing a line of demarcation on said film, along the edges of the shield;
  • steps d) and e), on the one hand, and f), on the other hand it comprises the additional steps of: i) removing the or each template, ii) positioning at least one ply of second fibers on at least part of the preform, this ply covering the leading edge, iii) positioning the or each template on the preform;
  • the second fibers are glass fibers
  • the number of jigs is two, these jigs being arranged on two faces of the preform intended to form respectively the lower surface and the upper surface of the blade;
  • the adhesive film is cut using a cutting blade
  • the or each template comprises a curved or wavy edge extending along the leading edge and at a distance from the latter;
  • this zone extends over the faces of the preform intended to respectively form the lower surface and the upper surface of the blade.
  • the present invention also relates to a blade made of composite material for a turbine engine, in particular an aircraft, this blade comprising a blade comprising a lower surface and an upper surface which extend from a leading edge to a trailing edge of the blade, the blade further comprising a metal shield extending along the leading edge of the blade, this blade being manufactured by a process according to one of the preceding claims and comprising at least one film of glue between the shroud and the leading edge of the blade, or even also at least one layer interposed between the blade and the film of glue.
  • Figure 1 is a schematic perspective view of a composite aircraft turbine engine blade according to the invention
  • FIG.2 is a block diagram showing steps of a manufacturing method according to the invention of a blade such as that shown in Figure 1;
  • Figures 3a, 3b and 3c are schematic views of the steps for creating a template on a preimpregnated preform
  • FIG.4a-4b Figures 4a and 4b are schematic views of the template on the preform side intrados (5a) and extrados (5b);
  • Figures 5a, 5b and 5c are schematic views of the laying of a second layer of fibers on the preform on the intrados (5a, 5c) and extrados (5b) side;
  • FIG.6a-6b Figures 6a and 6b are schematic views of the placement of a film of glue directly on the preimpregnated preform on the intrados (6a) and extrados (6b) side
  • Figure 7 is a schematic view of a cutting of the adhesive film on the preform by an operator
  • Figure 8 is a schematic view of the adhesive film correctly positioned on the preform with the template still in place;
  • Figures 9a and 9b are views similar to that of Figure 8 but after removal of the intrados (9a) and extrados (9b) side template;
  • Figure 10 is a schematic perspective view of the shield bonded to the preform.
  • Figure 11 is a schematic perspective view of a mold in which the preform and the shield are intended to be placed.
  • FIG. 1 illustrates a blade 10 made of composite material for a turbomachine, this blade 10 being for example a fan blade.
  • the blade 10 is for example a flux straightener.
  • the blade 10 comprises a blade 12 connected by a stilt 14 to a foot 16 which has for example a dovetail shape and is shaped to be engaged in a cavity of complementary shape of a rotor disc, in order to retain dawn on this disc.
  • the blade 12 comprises a leading edge 12a and a trailing edge 12b of the gases which flow into the turbomachine.
  • the blade 12 has a curved or even twisted aerodynamic profile and comprises a lower surface 18 and a lower surface 19 extending from the leading edge 12a to the trailing edge 12b.
  • the blade 12 is made from a preform 2 (visible in FIGS. 3a, 3b and 3c), in particular fibrous, and in particular obtained by three-dimensional weaving of fibers and/or by stacking layers of fibers, these fibers being for example carbon.
  • the blade 10 also includes a metal shield 1 configured to reinforce and protect the leading edge 12a of the blade 12.
  • the shield 1 extends along the leading edge 12a of the blade.
  • the shield 1 is for example made of an alloy based on nickel and cobalt.
  • this fixing is carried out by gluing the shield 1 by means of at least one adhesive film 7 (visible in FIG. 7), also called an adhesive film.
  • FIG. 2 is a flowchart which illustrates the steps of a manufacturing method according to the invention of a composite blade 10 such as that represented in FIG. The method may comprise several steps, some of which are optional.
  • the first step a) of the method consists in preparing a preform 2, in particular a composite preform, in particular the composite preform of the blade 12, visible in FIGS. 3a, 3b and 3c.
  • the preparation of the preform 2 comprises for example the weaving of first fibers impregnated with a polymerizable resin.
  • the first fibers are notably made of carbon.
  • the preform 2 comprises the stacking of several layers of first woven or non-woven fibers.
  • Step b) consists of positioning a film 3 on at least part of the preform 2, this film 3 covering an edge 9 of the preform 2 intended to form the leading edge 12a of the blade 12.
  • the film 3 can be chemically inert film or paper. This film 3 is for example a plastic film.
  • the next step c) makes it possible to dimension the template 5.
  • the shield 1 is temporarily positioned on the edge 9 of the preform 2 intended to form the leading edge 12a of the blade 12, as illustrated in the Figure 3a. A part of the film 3 is therefore inserted between the shield 2 and this edge of the preform 2.
  • the film is cut (according to a step d)) along the edges 13 of the shield 1, that is to say here along a first edge of the shield 1 located on the intrados side and along a second edge shield 1 located on the extrados side.
  • the cut is made so that the cut film forms at least the template 5 delimiting the zone 15 for applying glue.
  • the shield 1 is then removed according to a step e); Where
  • a demarcation line 4 on the film 3 is traced (according to an intermediate step j)) a demarcation line 4 on the film 3, along the edges 13 of the shield 1 that is to say here along a first edge of the shield 1 located on the intrados side and along a second edge of the shield 1 located on the extrados side.
  • This demarcation line 4 is for example marked with a black marker.
  • the shield 1 is then removed (step e)) then the film 3 is cut (step d)) or vice versa. The cutting of the film 3 is done along this demarcation line 4 marked previously, so that the cut film forms at least the template 5 delimiting the zone 15 of affixing glue.
  • the number of templates 5 is for example two, these templates 5 being arranged on two faces 21, 22 of the preform 2 intended to respectively form the intrados 18 and the extrados 19 of the blade 12.
  • the or each template 5 comprises, for example, a curved or wavy edge 17 extending along the leading edge 12a and at a distance from the latter.
  • the edge 17 extends for example substantially parallel to the leading edge 12a, on the intrados side and on the extrados side.
  • the template 5 extends in particular at least over the entire height of the preform 2.
  • the zone 15 for affixing glue has a larger surface on the intrados side (FIG. 4a) than on the extrados side (FIG. 4b).
  • the shield 1, once bonded to the preform must have a larger surface on the intrados side than on the extrados side.
  • the method optionally comprises the following steps i), ii), iii), which are however optional but preferred, and which consist in inserting a layer of second fibers 6 between the film of adhesive 7 and preform 2.
  • step ii remove the template(s) 5 for step i).
  • at least one layer of second fibers 6, for example glass fibers or bronze mesh is positioned on at least part of the preform 2 (step ii).
  • the sheet of second fibers 6 is first positioned on the lower surface (FIG. 5a) then it is wrapped around the preform 2 so as to also position it on the upper surface (FIG. 5b).
  • Figure 5c illustrates the sheet of second fibers 6 once positioned on the lower surface. This second ply 6 thus covers the edge 9 of the preform 2 intended to form the leading edge.
  • step iii) consists in repositioning the template or templates 5 on the preform 2, as in FIG. 4a (interior side) and FIG. 4b (extrados side).
  • the rest of the method comprises in particular steps f), g) and h) independently of the positioning of the layer of second fiber 6, that is to say independently of the execution or not of steps i), ii) and iii ).
  • step f) of the method as represented in FIG. 6a on the intrados side and FIG. 6b on the extrados side, a film of glue 7 is positioned on the zone 15 which corresponds to the location future of the shield 1 .
  • This zone extends over the faces 21, 22 of the preform 2 intended to form the lower surface 18 and the upper surface 19 of the blade 12 respectively.
  • This adhesive film 7 can for example be:
  • a double-sided film i.e. a sticky film on both sides
  • Step f) is continued to adjust the film of glue 7 by cutting this film according to the shape of the or each template 5. This step is made easier in particular because the drawn line 4 can be seen on the template 5 by transparency of the film of glue 7.
  • the cutting can in particular be carried out, as illustrated in FIG. 7, using a cutting blade 8.
  • a cutting blade 8 In order not to damage the preform 2 under the adhesive film 7, it is possible for example to cut the adhesive film 7 without pressing on it.
  • the simple fact of lifting the film of glue 7, on the side of the template 5, on the cutting blade 8 makes it possible to cut it.
  • step g) consists of removing the or each template 5.
  • the shield 1 is then positioned on the glue film 7 so that the shield 1 adheres to the glue film 7, the latter itself being glued to the preform as seen previously. Shield 1 is thus secured to blade 12 via adhesive film 7.
  • the process then includes a step h) which makes it possible to obtain the final piece by co-firing.
  • the previously formed assembly that is to say the preform 2, the shield 1, the adhesive film 7 and possibly the web of second fibers 6 is placed in a thermocompression mold 30 as illustrated in figure 11 .
  • the whole thing is then baked, together, to allow the polymerization and thus the hardening of the resin.
  • the final product is then obtained, that is to say here a blade 10 as described previously comprising the blade and the shield.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)

Abstract

Procédé de fabrication d'une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d'aéronef, l'aube (10) comportant un bouclier métallique (1) s'étendant le long d'un bord d'attaque (12a) de la pale (12), le procédé comprenant les étapes consistant à découper un film le long des bords du bouclier (1) de façon à ce que le film découpé forme au moins un gabarit (5) délimitant une zone (15) d'apposition de colle située sous le bouclier (1), positionner un film de colle (7) sur ladite zone (15), découper le film de colle (7) suivant la forme du ou de chaque gabarit • (5), retirer le ou de chaque gabarit (5), positionner le bouclier (1) sur le film de colle • (7), et cuire l'ensemble ainsi obtenu dans un moule de thermocompression. La demande concerne aussi une aube (10) fabriqué par un tel procédé.

Description

DESCRIPTION
TITRE : AUBE COMPOSITE POUR UN MOTEUR D’AERONEF ET SON PROCÉDÉ DE FABRICATION
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne une aube en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, ainsi qu’un procédé de fabrication de cette aube.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend notamment les documents FR-A1 -2 956 057, FR-A1 - 3 029 134, FR-A1 -3 051 386, WO-A1 -2019/186029A1 , WO-A1 -2020/043996 et WO- A1 -2017/025682.
L’utilisation de matériaux composites est avantageuse dans l’industrie aéronautique notamment car ces matériaux ont des performances mécaniques intéressantes pour des masses relativement faibles.
Un procédé de fabrication d’une pièce composite pour l’industrie aéronautique, qui est bien connu de l’homme du métier, est le procédé de moulage RTM dont les initiales font référence à l’acronyme anglo-saxon de Resin Transfer Molding.
Il s’agit d’un procédé de réalisation d’une pièce en matériau composite à base de fibres imprégnées de résine. Un tel procédé est par exemple utilisé pour fabriquer une aube, notamment de soufflante de turbomachine. Pour la fabrication d’une telle aube, une préforme est réalisée par tissage puis est imprégnée avec la résine afin de former une pale. Cette pale comporte un intrados et un extrados qui s’étendent depuis un bord d’attaque jusqu’à un bord de fuite de la pale.
Le matériau composite de la pale est relativement fragile, et en particulier sensible aux chocs, et il est connu de le protéger au moyen d’un bouclier métallique qui est rapporté et fixé sur le bord d’attaque de la pale.
Un procédé de fixation du bouclier sur la pale consiste par exemple à coller le bouclier sur la pale après polymérisation de la résine, à l’aide d’une colle se présentant sous forme de pâte. Or, le drapage de la colle sur un objet de forme complexe telle qu’une pale, entraîne des difficultés concernant notamment la précision du positionnement de la colle sur la pale. En outre, le drapage de la colle sur la pale peut générer des plissements et donc une surépaisseur pouvant créer une déformation de l’aube une fois le bouclier fixé sur la pale. La précision de la mise en place de la colle sur la pale, ainsi que la constance dans la répétition de cette mise en place sont donc difficiles à garantir.
Afin de palier en partie à ces défauts, des étapes de préparation supplémentaires du composite sont parfois réalisées, comme par exemple le dégraissage, le ponçage et l’appairage de la pale. Ces étapes de préparation étant manuelles, elles sont donc chronophages et coûteuses, et ne permettent pas toujours de palier au défaut de précision de mise en place de la colle sur la pale.
La présente invention a notamment pour but de résoudre tout ou partie des problèmes précités.
Résumé de l'invention
L’invention propose à cet effet un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube comportant une pale comportant un intrados et un extrados qui s’étendent depuis un bord d’attaque jusqu’à un bord de fuite de la pale, l’aube comportant en outre un bouclier métallique s’étendant le long du bord d’attaque de la pale, le procédé comprenant les étapes de a) préparation d’une préforme comportant des premières fibres, b) positionnement d’un film sur au moins une partie de la préforme, ce film recouvrant un bord de la préforme destiné à former le bord d’attaque de la pale, c) positionnement provisoire du bouclier sur le bord de la préforme, une partie dudit film étant intercalée entre le bouclier et ce bord de la préforme, d) et e) découpe du film le long des bords du bouclier de façon à ce que le film découpé forme au moins un gabarit délimitant une zone d’apposition de colle située sous le bouclier, et retrait du bouclier, f) positionnement d’un film de colle sur ladite zone et découpe du film de colle suivant la forme du ou de chaque gabarit, g) retrait du ou de chaque gabarit et positionnement du bouclier sur le film de colle, et h) cuisson de l’ensemble ainsi obtenu dans un moule de thermocompression.
Grâce au procédé de l’invention, et en particulier à la formation et l’utilisation d’un gabarit, le film de colle peut être positionné de façon précise de manière à respecter la position finale du bouclier et d’éviter une surépaisseur liée aux plissements du film de colle sur la forme complexe. Le collage est beaucoup plus précis et peut être reproduit sans erreur, améliorant ainsi la stabilité et la reproductibilité de la fabrication des aubes. Les étapes supplémentaires de préparation manuelle décrites précédemment sont ainsi évitées, ce qui permet notamment un gain financier.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ou étapes suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- à l’étape a), la préforme est formée par l’empilement de plusieurs nappes desdites premières fibres qui sont tissées ou non tissées et/ou par le tissage, en particulier en trois dimensions, desdites premières fibres ;
- les premières fibres sont en carbone ;
-- les premières fibres sont imprégnées d’une résine polymérisable ;
- après l’étape c), le procédé comprend une étape j) de traçage d’une ligne de démarcation sur ledit film, le long des bords du bouclier ;
-- la découpe du film a lieu après le retrait du bouclier ; en variante, la découpe du film a lieu avant le retrait du bouclier ;
- entre les étapes d) et e), d’une part, et f), d’autre part, il comprend les étapes supplémentaires de : i) retrait du ou de chaque gabarit, ii) positionnement d’au moins une nappe de secondes fibres sur au moins une partie de la préforme, cette nappe recouvrant le bord d’attaque, iii) positionnement du ou de chaque gabarit sur la préforme ;
- les secondes fibres sont des fibres de verre ;
- le nombre de gabarit est de deux, ces gabarits étant disposés sur deux faces de la préforme destinées à former respectivement l’intrados et l’extrados de la pale ;
- le film de colle est découpé au moyen d’une lame coupante ;
- le ou chaque gabarit comprend un bord incurvé ou ondulé s’étendant le long du bord d’attaque et à distance de ce dernier ;
- cette zone s’étend sur des faces de la préforme destinées à former respectivement l’intrados et l’extrados de la pale.
La présente invention concerne également une aube en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube comportant une pale comportant un intrados et un extrados qui s’étendent depuis un bord d’attaque jusqu’à un bord de fuite de la pale, l’aube comportant en outre un bouclier métallique s’étendant le long du bord d’attaque de la pale, cette aube étant fabriquée par un procédé selon l’une des revendications précédentes et comportant au moins un film de colle entre le bouclier et le bord d’attaque de la pale, voire également au moins une nappe intercalée entre la pale et le film de colle.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig.1 ] la figure 1 est une vue schématique en perspective d’une aube composite de turbomachine d’aéronef selon l’invention ;
[Fig.2] la figure 2 est un schéma bloc montrant des étapes d’un procédé de fabrication selon l’invention d’une aube telle que celle représentée à la figure 1 ;
[Fig.3a-3c] les figures 3a, 3b et 3c sont des vues schématiques des étapes de création d’un gabarit sur une préforme préimprégnée ;
[Fig.4a-4b] les figures 4a et 4b sont des vues schématiques du gabarit sur la préforme coté intrados (5a) et extrados (5b) ;
[Fig.5a-5c] les figures 5a, 5b et 5c sont des vues schématiques de la pose d’une seconde nappe de fibres sur la préforme coté intrados (5a, 5c) et extrados (5b) ;
[Fig.6a-6b] les figures 6a et 6b sont des vues schématiques de mise en place d’un film de colle directement sur la préforme préimprégnée coté intrados (6a) et extrados (6b)
J
[Fig.7] la figure 7 est une vue schématique d’une découpe du film de colle sur la préforme par un opérateur ;
[Fig.8] la figure 8 est une vue schématique du film de colle correctement positionné sur la préforme avec le gabarit toujours en place ;
[Fig.9a-9b] les figures 9a et 9b sont des vues similaires à celle de la figure 8 mais après le retrait du gabarit coté intrados (9a) et extrados (9b) ;
[Fig.10] la figure 10 est une vue schématique en perspective du bouclier collé sur la préforme ; et
[Fig.11 ] la figure 11 est une vue schématique en perspective d’un moule dans lequel la préforme et le bouclier sont destinés à être disposés.
Description détaillée de l'invention On se réfère d’abord à la figure 1 qui illustre une aube 10 en matériau composite pour une turbomachine, cette aube 10 étant par exemple une aube de soufflante. Alternativement, l’aube 10 est par exemple un redresseur de flux.
L’aube 10 comprend une pale 12 reliée par une échasse 14 à un pied 16 qui a par exemple une forme en queue d’aronde et est conformé pour être engagé dans une alvéole de forme complémentaire d’un disque de rotor, afin de retenir l’aube sur ce disque.
La pale 12 comprend un bord d’attaque 12a et un bord de fuite 12b des gaz qui s’écoulent dans la turbomachine. La pale 12 a un profil aérodynamique incurvé voire vrillé et comprend un intrados 18 et un extrados 19 s’étendant depuis le bord d’attaque 12a jusqu’au bord de fuite 12b.
La pale 12 est réalisée à partir d’une préforme 2 (visible sur les figures 3a, 3b et 3c), notamment fibreuse, et en particulier obtenue par tissage en trois dimensions de fibres et/ou par empilement de nappes de fibres, ces fibres étant par exemple en carbone. L’aube 10 comprend également un bouclier métallique 1 configuré pour renforcer et protéger le bord d’attaque 12a de la pale 12. Le bouclier 1 s’étend le long du bord d’attaque 12a de la pale. Le bouclier 1 est par exemple en alliage à base de nickel et de cobalt.
Dans la présente invention, cette fixation est réalisée par collage du bouclier 1 au moyen d’au moins un film de colle 7 (visible à la figure 7), également appelé film adhésif.
La figure 2 est un organigramme qui illustre des étapes d’un procédé de fabrication selon l’invention d’une aube composite 10 telle que celle représentée à la figure 1 . Le procédé peut comprendre plusieurs étapes dont certaines sont facultatives.
La première étape a) du procédé consiste à préparer une préforme 2, en particulier une préforme composite, notamment la préforme composite de la pale 12, visible aux figures 3a, 3b et 3c. La préparation de la préforme 2 comprend par exemple le tissage de premières fibres imprégnées d’une résine polymérisable. Les premières fibres sont notamment en carbone. En variante ou en caractéristique additionnelle, la préforme 2 comprend l’empilement de plusieurs nappes de premières fibres tissées ou non tissées.
Les étapes suivantes b), c), d) et e) vont permettre la création d’un gabarit 5 délimitant une zone 15 d’apposition de colle sur la préforme 2 à l’emplacement prévu du bouclier 1 , c’est-à-dire une zone 15 destinée à être située sous le bouclier 1 . L’étape b) consiste en un positionnement d’un film 3 sur au moins une partie de la préforme 2, ce film 3 recouvrant un bord 9 de la préforme 2 destiné à former le bord d’attaque 12a de la pale 12. Le film 3 peut être un film inerte chimiquement ou en papier. Ce film 3 est par exemple un film plastique.
L’étape suivante c) permet de dimensionner le gabarit 5. Pour cela, on positionne de manière provisoire le bouclier 1 sur le bord 9 de la préforme 2 destiné à former le bord d’attaque 12a de la pale 12, comme illustré sur la figure 3a. Une partie du film 3 se trouve donc intercalée entre le bouclier 2 et ce bord de la préforme 2.
Une fois le bouclier 1 positionné :
- on découpe (selon une étape d)) le film le long des bords 13 du bouclier 1 , c’est- à-dire ici le long d’un premier bord du bouclier 1 situé coté intrados et le long d’un second bord du bouclier 1 situé coté extrados. La découpe est réalisée de façon à ce que le film découpé forme au moins le gabarit 5 délimitant la zone 15 d’apposition de colle. Le bouclier 1 est ensuite retiré selon une étape e) ; ou
- comme illustré sur les figures 3a, 3b et 3c, on trace (selon une étape intercalaire j)) une ligne de démarcation 4 sur le film 3, le long des bords 13 du bouclier 1 c’est-à-dire ici le long d’un premier bord du bouclier 1 situé coté intrados et le long d’un second bord du bouclier 1 situé coté extrados. Lors du traçage de la ligne de démarcation 4, une petite marge est laissée entre le bouclier 1 et la ligne tracée 4, par exemple 3mm. Cette ligne de démarcation 4 est par exemple marquée avec un feutre noir. On retire ensuite le bouclier 1 (étape e)) puis on découpe le film 3 (étape d)) ou inversement. La découpe du film 3 se fait le long de cette ligne de démarcation 4 marquée précédemment, de façon à ce que le film découpé forme au moins le gabarit 5 délimitant la zone 15 d’apposition de colle.
Comme visible sur les figures 4a et 4b, le nombre de gabarit 5 est par exemple de deux, ces gabarits 5 étant disposés sur deux faces 21 , 22 de la préforme 2 destinées à former respectivement l’intrados 18 et l’extrados 19 de la pale 12. Le ou chaque gabarit 5 comprend, par exemple, un bord 17 incurvé ou ondulé s’étendant le long du bord d’attaque 12a et à distance de ce dernier. Le bord 17 s’étend par exemple sensiblement parallèlement au bord d’attaque 12a, coté intrados et coté extrados. Le gabarit 5 s’étend notamment au moins sur toute la hauteur de la préforme 2.
On remarque ici que la zone 15 d’apposition de colle présente une surface plus importante coté intrados (figure 4a) que coté extrados (figures 4b). En effet, le bouclier 1 , une fois collé sur la préforme, doit présenter une surface plus importante coté intrados que coté extrados.
Comme visible sur les figures 5a, 5b et 5c, le procédé comprend éventuellement les étapes i), ii), iii) suivantes, qui sont toutefois facultatives mais préférées, et qui consistent à intercaler une nappe de secondes fibres 6 entre le film de colle 7 et la préforme 2.
Pour cela, on retire le ou les gabarits 5 pour l’étape i). Ensuite, on positionne au moins une nappe de secondes fibres 6, par exemple fibres de verre ou de mailles de bronze, sur au moins une partie de la préforme 2 (étape ii). On positionne par exemple d’abord la nappe de secondes fibres 6 sur l’intrados (figure 5a) puis on l’entoure autour de la préforme 2 de manière à la positionner également sur l’extrados (figure 5b). La figure 5c illustre la nappe de secondes fibres 6 une fois positionnée sur l’intrados. Cette seconde nappe 6 recouvre ainsi le bord 9 de la préforme 2 destiné à former le bord d’attaque.
Puis l’étape suivante iii) consiste à repositionner le ou les gabarits 5 sur la préforme 2, comme sur la figure 4a (coté intrados) et la figure 4b (coté extrados).
La suite du procédé comprend notamment les étapes f), g) et h) indépendamment du positionnement de la nappe de seconde fibre 6, c’est-à-dire indépendamment de l’exécution ou non des étapes i), ii) et iii).
Lors de l’étape f) du procédé, comme représenté sur la figure 6a du côté de l’intrados et la figure 6b du côté de l’extrados, on positionne un film de colle 7 sur la zone 15 qui correspond à l’emplacement futur du bouclier 1 . Cette zone s’étend sur les faces 21 , 22 de la préforme 2 destinées à former respectivement l’intrados 18 et l’extrados 19 de la pale12.
Ce film de colle 7 peut par exemple être :
- un film double face, c’est à dire un film collant sur ses deux faces,
- revêtu ou imbibé sur une ou ses deux faces d’une colle par exemple du type AF191 U / AF191 K / FM309-1 ,
- avec une épaisseur comprise entre 0,1 mm et 0,2 mm.
On poursuit l’étape f) pour ajuster le film de colle 7 par la découpe de ce film suivant la forme du ou de chaque gabarit 5. Cette étape est notamment facilitée car on peut voir le trait dessiné 4 sur le gabarit 5 par transparence du film de colle 7.
La découpe peut notamment se réaliser, comme illustré sur la figure 7, à l’aide d’une lame coupante 8. Pour ne pas abîmer la préforme 2 sous le film de colle 7, on peut par exemple couper le film de colle 7 sans appuyer sur celui-ci. Le simple fait de lever le film de colle 7, du côté du gabarit 5, sur la lame coupante 8 permet de le couper.
À la suite de cette étape, on obtient la préforme 2, telle qu’illustrée sur la figure 8, qui comprend une zone comprenant la colle 7 à l’emplacement qui accueillera le bouclier 1.
Comme illustré à la figure 9a (coté intrados) et la figure 9b (coté extrados), l’étape g) consiste au retrait du ou de chaque gabarit 5.
Comme illustré sur la figure 10, et toujours selon l’étape g), le bouclier 1 est ensuite positionné sur le film de colle 7 afin que le bouclier 1 adhère au film de colle 7, ce dernier étant lui-même collé sur la préforme comme vu précédemment. Le bouclier 1 est ainsi solidarisé à la pale 12 par l’intermédiaire du film de colle 7.
Le procédé comprend alors une étape h) qui permet d’obtenir la pièce finale en cocuisson. On place tout d’abord l’ensemble préalablement formé, c’est à dire la préforme 2, le bouclier 1 , le film de colle 7 et éventuellement la nappe de secondes fibres 6 dans un moule de thermocompression 30 tel qu’illustré à la figure 11 . On cuit ensuite l’ensemble, conjointement, pour permettre la polymérisation et ainsi le durcissement de la résine.
On obtient alors le produit final, c’est-à-dire ici une aube 10 telle que décrite précédemment comprenant la pale et le bouclier.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d’une aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube (10) comportant une pale (12) comportant un intrados (18) et un extrados (19) qui s’étendent depuis un bord d’attaque (12a) jusqu’à un bord de fuite (12b) de la pale (12), l’aube (10) comportant en outre un bouclier métallique (1 ) s’étendant le long du bord d’attaque (12a) de la pale (12), le procédé comprenant les étapes de : a) préparation d’une préforme (2) comportant des premières fibres, b) positionnement d’un film (3) sur au moins une partie de la préforme (2), ce film recouvrant un bord (9) de la préforme (2) destiné à former le bord d’attaque (12a) de la pale (12), c) positionnement provisoire du bouclier (1 ) sur le bord (9) de la préforme (2), une partie dudit film (3) étant intercalée entre le bouclier (1 ) et ce bord (9) de la préforme (2), d) et e) découpe du film (3) le long des bords (13) du bouclier (1 ) de façon à ce que le film découpé forme au moins un gabarit (5) délimitant une zone (15) d’apposition de colle située sous le bouclier (1 ), et retrait du bouclier (1 ), f) positionnement d’un film de colle (7) sur ladite zone (15) et découpe du film de colle (7) suivant la forme du ou de chaque gabarit (5), g) retrait du ou de chaque gabarit (5) et positionnement du bouclier (1 ) sur le film de colle (7), et h) cuisson de l’ensemble ainsi obtenu dans un moule de thermocompression (30).
2. Procédé selon la revendication 1 , dans lequel, à l’étape a), la préforme (2) est formée par l’empilement de plusieurs nappes desdites premières fibres, et/ou par le tissage, en particulier en trois dimensions, desdites première fibres.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les premières fibres sont en carbone.
4. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, après l’étape c), le procédé comprend une étape intercalaire j) de traçage d’une ligne de démarcation (4) sur ledit film (3), le long des bords (13) du bouclier (1 ).
5. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel, entre les étapes d) et e), d’une part, et f), d’autre part, il comprend les étapes supplémentaires de :
9 i) retrait du ou de chaque gabarit (5), ii) positionnement d’au moins une nappe de secondes fibres (6) sur au moins une partie de la préforme (2), cette nappe recouvrant ledit bord (9), iii) positionnement du ou de chaque gabarit (5) sur la préforme.
6. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel les secondes fibres (6) sont des fibres de verre.
7. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le nombre de gabarit (5) est de deux, ces gabarits (5) étant disposés sur deux faces (21 , 22) de la préforme (2) destinées à former respectivement l’intrados (18) et l’extrados (19) de la pale (12).
8. Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le film de colle (7) est découpé au moyen d’une lame coupante (8).
9. Procédé selon l’une des revendications précédente, dans lequel le ou chaque gabarit (5) comprend un bord (17) incurvé ou ondulé s’étendant le long du bord d’attaque (12a) et à distance de ce dernier.
10. Procédé selon l’une des revendications précédente, dans lequel ladite zone (15) s’étend sur des faces (21 , 22) de la préforme (2) destinées à former respectivement l’intrados (18) et l’extrados (19) de la pale (12).
11. Aube (10) en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef, cette aube comportant une pale (12) comportant un intrados (18) et un extrados (19) qui s’étendent depuis un bord d’attaque (12a) jusqu’à un bord de fuite (12b) de la pale, l’aube (10) comportant en outre un bouclier métallique (1 ) s’étendant le long du bord d’attaque (12a) de la pale (12), cette aube (10) étant fabriquée par un procédé selon la revendication 5 ou 6 et comportant au moins un film de colle (7) entre le bouclier (1 ) et le bord d’attaque (12a) de la pale (12), et également au moins une nappe intercalée (6) entre la pale (12) et le film de colle (7).
PCT/FR2021/052178 2020-12-04 2021-12-02 Aube composite pour un moteur d'aeronef et son procedé de fabrication WO2022117962A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2012679 2020-12-04
FR2012679A FR3117055B1 (fr) 2020-12-04 2020-12-04 Aube composite pour un moteur d’aeronef et son procedé de fabrication

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022117962A1 true WO2022117962A1 (fr) 2022-06-09

Family

ID=74669025

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2021/052178 WO2022117962A1 (fr) 2020-12-04 2021-12-02 Aube composite pour un moteur d'aeronef et son procedé de fabrication

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3117055B1 (fr)
WO (1) WO2022117962A1 (fr)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956057A1 (fr) 2010-02-10 2011-08-12 Snecma Decoupe de preformes avant injection rtm par jet d'eau et cryogenisation
FR3029134A1 (fr) 2014-12-02 2016-06-03 Snecma Procede de controle de position d'une preforme d'aube composite de turbomachine dans un moule
WO2017025682A1 (fr) 2015-08-07 2017-02-16 Safran Aircraft Engines Aube comprenant un corps d'aube en materiau composite et un bouclier de bord d'attaque
FR3051386A1 (fr) 2016-05-19 2017-11-24 Snecma Element de moule pour moulage rtm
WO2019186029A1 (fr) 2018-03-28 2019-10-03 Safran Procede de fabrication d'une aube en materiau composite a bord d'attaque metallique rapporte pour turbine a gaz.
WO2020043996A1 (fr) 2018-08-31 2020-03-05 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite a film anti-érosion renforce et procédé de protection associé

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956057A1 (fr) 2010-02-10 2011-08-12 Snecma Decoupe de preformes avant injection rtm par jet d'eau et cryogenisation
FR3029134A1 (fr) 2014-12-02 2016-06-03 Snecma Procede de controle de position d'une preforme d'aube composite de turbomachine dans un moule
WO2017025682A1 (fr) 2015-08-07 2017-02-16 Safran Aircraft Engines Aube comprenant un corps d'aube en materiau composite et un bouclier de bord d'attaque
FR3051386A1 (fr) 2016-05-19 2017-11-24 Snecma Element de moule pour moulage rtm
WO2019186029A1 (fr) 2018-03-28 2019-10-03 Safran Procede de fabrication d'une aube en materiau composite a bord d'attaque metallique rapporte pour turbine a gaz.
WO2020043996A1 (fr) 2018-08-31 2020-03-05 Safran Aircraft Engines Aube en matériau composite a film anti-érosion renforce et procédé de protection associé

Also Published As

Publication number Publication date
FR3117055B1 (fr) 2023-12-08
FR3117055A1 (fr) 2022-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0984853B1 (fr) Outillage de reparation sur site d'une structure composite presentant une zone endommagee et procede correspondant
EP3776682B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite a bord d'attaque métallique rapporté pour turbine a gaz
EP1777063B1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine composite, et aube obtenue par ce procédé
EP3227076B1 (fr) Procédé de controle de position d'une préforme dans un moule
CA2877214C (fr) Procede de fixation d'un renfort metallique structurel sur une partie d'une aube de turbine a gaz en materiau composite et moule d'injection pour la mise en oeuvre d'un tel procede
EP3052286B1 (fr) Ensemble de compactage et procede de fabrication d'une aube composite de turbomachine
US20100189566A1 (en) Manufacturing a composite component
WO2021105600A1 (fr) Aube composite pour un moteur d'aeronef et ses procedes de fabrication et de reparation
FR3102378A1 (fr) Procédé de fabrication d’une aube en matériau composite avec bord d’attaque métallique rapporté
FR3025248A1 (fr) Aube de redresseur en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et son procede de fabrication
EP4168654A1 (fr) Aube de turbomachine a bord d'attaque metallique
WO2021198621A1 (fr) Aube composite de turbomachine et son procede de fabrication
WO2022117962A1 (fr) Aube composite pour un moteur d'aeronef et son procedé de fabrication
FR3066428A1 (fr) Procede de realisation d’une piece coudee en materiau composite et piece coudee correspondante
CA2990738A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece en materiau composite integrant des composants et des moyens de reperage
WO2020043980A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece composite de turbomachine
FR3102086A1 (fr) Aube en matériau composite comportant un renfort métallique, et procédés de fabrication et de réparation d’une telle aube
WO2023275458A1 (fr) Mise en forme reproductible d'une ebauche fibreuse
EP4168245A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece composite pour turbomachine
FR3061070A1 (fr) Procede de realisation d’un panneau auto raidi en materiaux composites et panneau obtenu par ledit procede
FR3116560A1 (fr) Aube composite pour une turbomachine d’aéronef et son procédé de fabrication
WO2023041870A1 (fr) Installation et procédé d'appairage d'un bouclier sur une préforme pour la réalisation d'une aube de turbomachine d'aéronef
FR3129623A1 (fr) Procede de fabrication d’une aube composite pour une turbomachine d’aeronef
WO2023047030A1 (fr) Procede de preparation d'un pied d'une aube de turbomachine
FR3134338A1 (fr) Mise en forme reproductible d’une ébauche fibreuse

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: 21847749

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21847749

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1