WO2023175265A1 - Dispositif de dégivrage d'aube - Google Patents

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WO2023175265A1
WO2023175265A1 PCT/FR2023/050332 FR2023050332W WO2023175265A1 WO 2023175265 A1 WO2023175265 A1 WO 2023175265A1 FR 2023050332 W FR2023050332 W FR 2023050332W WO 2023175265 A1 WO2023175265 A1 WO 2023175265A1
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WO
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blade
matrix
fibrous reinforcement
layer
part according
Prior art date
Application number
PCT/FR2023/050332
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English (en)
Inventor
Hugo CARTRON
Julien David Alexandre TREBAOL
Henri OUTTRABADY
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Publication of WO2023175265A1 publication Critical patent/WO2023175265A1/fr

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/26—Fabricated blades
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle

Definitions

  • This application concerns the field of aeronautics. More precisely, the present application concerns the de-icing of parts of an aircraft, typically parts made of composite material, and more particularly aircraft engine blades.
  • Certain parts of an aircraft such as an engine blade, are exposed to a flow of cold air during aircraft operation. Such exposure is likely to lead to the formation, then accretion, of ice on a surface of these parts which is exposed to the flow of cold air, which may jeopardize the operation of the aircraft.
  • An aim of the invention is to prevent the formation and/or accretion of ice on a surface of an aircraft part in a simple, inexpensive and easily industrializable manner.
  • an aircraft part comprising: a composite material structure comprising a fibrous reinforcement embedded in a matrix; at least one heating element configured to heat the room, the heating element being embedded in the matrix of the composite material structure.
  • the part according to the disclosure may comprise at least one of the following characteristics, taken alone or in combination:
  • the heating element is separate from the fibrous reinforcement
  • the heating element comprises a support permeable to the matrix and a heating member configured to heat the part;
  • the heating member comprises an electrically conductive portion, the support being configured to electrically insulate the electrically conductive portion of the fibrous reinforcement;
  • the support comprises a first layer and a second layer, the heating member being positioned between the first layer and the second layer;
  • At least one of the first layer and the second layer comprises a woven portion and/or a knitted portion
  • At least one of the first layer and the second layer comprises a knitted fabric
  • the part is a blade for an aircraft engine, the blade preferably comprising a plurality of heating elements distributed with a different density depending on their position within the blade, with a greater density at the level of the foot of the blade dawn only at the level of the head of the dawn.
  • a fan comprising a hub and a plurality of blades as previously described extending radially from the hub.
  • a method of manufacturing a part as previously described comprising the steps of: producing the fibrous reinforcement; fixing the heating element on the fibrous reinforcement; then solidification of the matrix.
  • the method can include a step of impregnating the heating element with the matrix.
  • the fixing of the heating element on the fibrous reinforcement can be implemented before or after the step of impregnation of the heating element by the matrix.
  • the step of impregnating the heating element with the matrix can be implemented at the same time as a step of impregnating the fibrous reinforcement with the matrix or, alternatively, before or after the step of impregnation of the fibrous reinforcement by the matrix.
  • Figure 1 is a schematic sectional view of a propulsion assembly for an aircraft.
  • Figure 2 is a schematic sectional view of another propulsion assembly for an aircraft.
  • Figure 3 illustrates various components of an aircraft engine blade.
  • Figure 4 illustrates part of a blade according to one embodiment.
  • Figure 5 is a sectional view of Figure 4.
  • Figure 6 illustrates a blade according to one embodiment.
  • Figure 7 is a flowchart presenting a mode of implementation of a process for manufacturing a blade.
  • Figure 1 illustrates a propulsion assembly 1 having a longitudinal axis X-X, and comprising an engine 2 (or turbomachine) and a nacelle 3 surrounding the engine 2.
  • the propulsion assembly 1 is intended to be mounted on an aircraft (not shown), such as an airplane or a helicopter, for example under the wing of the aircraft, on the wing or at the rear of the fuselage of the aircraft.
  • the propulsion assembly 1 may include a mast (not shown) intended to connect the propulsion assembly 1 to a part of the aircraft.
  • Engine 2 illustrated in Figure 1 is a twin-body, dual-flow, direct-drive turbojet. This is, however, not limiting since the engine 2 may have a different number of bodies and/or flows, and/or be another type of turbojet, such as a reduction turbojet or a turboprop.
  • an axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis XX and a radial direction is a direction perpendicular to the longitudinal axis XX and intersecting the longitudinal axis XX.
  • an axial plane is a plane containing the longitudinal axis XX and a radial plane is a plane perpendicular to the longitudinal axis XX.
  • a circumference is understood as a circle belonging to a radial plane and whose center belongs to the longitudinal axis XX.
  • a tangential or circumferential direction is a direction tangent to a circumference: it is orthogonal to the longitudinal axis XX but does not pass through the longitudinal axis XX.
  • the adjectives “interior” (or “internal”) and “exterior” (or “external”) are used in reference to a radial direction so that the interior part of an element is, in a radial direction, closer of the longitudinal axis XX as the exterior part of the same element.
  • the engine 2 comprises, from upstream to downstream, a fan 20, a compression section 22 comprising a low pressure compressor 220 and a high pressure compressor 222, a combustion chamber 24 and a expansion section 26 comprising a high pressure turbine 262 and a low pressure turbine 260.
  • the fan 20, the rotor part of the low pressure compressor 220, and the rotor part of the low pressure turbine 260 are interconnected by a low pressure shaft 280 extending along the longitudinal axis XX, the fan 20, the low pressure compressor 220 and the low pressure turbine 260 then forming a low pressure body.
  • the rotor part of the high pressure compressor 222 and the rotor part of the high pressure turbine 262 are interconnected by a high pressure shaft 282 extending along the longitudinal axis XX, the high pressure compressor 222 and the high pressure turbine 262 then forming a high pressure body.
  • the compression section 22, the combustion chamber 24 and the expansion section 26 are surrounded by a motor casing 23, while the fan 20 is surrounded by a fan casing 25.
  • the motor casing 23 and the fan casing 25 are interconnected by profiled structural arms 27 forming rectifiers (or OGV for “Outlet Guide Vanes” in Anglo-Saxon terminology) distributed circumferentially all around the longitudinal axis XX.
  • the longitudinal axis XX forms an axis of rotation for the fan 20, the rotor part of the compression section 22 and the rotor part of the expansion section 26, which are capable of being rotated around the longitudinal axis XX relative to the engine casing 23 and the fan casing 25.
  • the nacelle 3 extends radially outside the engine 2, all around the longitudinal axis X-X, so as to surround both the fan casing 25 and the motor casing 23, and to define, with a downstream part of the motor casing 23, a downstream part of a secondary vein B, the upstream part of the secondary vein B being defined by the fan casing 25 and an upstream part of the motor casing 23.
  • the upstream part of the nacelle 3 further defines an air inlet 29 through which the fan 20 sucks the air flow circulating through the propulsion assembly 1.
  • the blower 20 sucks in a flow of air, a portion of which, circulating within a primary vein ⁇ , is, successively, compressed within the compression section 22, ignited within the combustion chamber 24 and relaxed within the expansion section 26 before being ejected out of the engine 2.
  • the primary vein A passes through the engine casing 23 from side to side.
  • Another portion of the air flow circulates within the secondary vein B which takes an elongated annular shape surrounding the engine casing 23, the air sucked in by the fan 20 being straightened by the rectifiers 27 then ejected out of the propulsion assembly 1.
  • the propulsion assembly 1 generates thrust. This thrust can, for example, be used for the benefit of the aircraft on which the propulsion assembly 1 is attached and fixed.
  • Figure 2 illustrates another propulsion assembly 1, also having a longitudinal axis X-X, and also comprising a motor 2, as well as a nacelle 3.
  • the engine 2 of the propulsion assembly 1 illustrated in Figure 2 does not include a ducted fan 20, but a non-ducted fan 20 (or propeller).
  • the nacelle 3 is, for its part, intended to be fixed to the aircraft, in the same way as for the propulsion assembly 1 illustrated in Figure 1, and also defines an air inlet 29.
  • the propulsion assembly 1 illustrated in Figure 2 is of the “Open-Rotor” type, more particularly in a configuration called “pusher”, that is to say in which the non-ducted fan 20 is positioned downstream of the motor 2 and at downstream of the air inlet 29.
  • a propulsion assembly 1 of the "Open-Rotor” type can also be found in a configuration called “puller”, in which the fan 20 is positioned upstream of the motor 2, the air inlet 29 being positioned upstream of the fan 20, between the two rotor stages 200, 202 of fan 20, or downstream of the fan 20.
  • the fan 20 comprises two counter-rotating rotor stages 200, 202, that is to say that, in operation, the rotor stages 200, 202 are driven in rotation around the longitudinal axis X-X in opposite directions.
  • the fan 20 can also comprise a rotor stage, driven in rotation around the longitudinal axis, and a stator stage, fixed in rotation, the stator stage being positioned downstream of the stage rotor, and behaves like a rectifier in order to straighten the air flow sucked in by the rotor stage.
  • the rotor stages 200, 202 of an open-rotor rotate less quickly than a ducted fan 20.
  • the length of the fan blade blades 2000 20 is greater for a propulsion assembly 1 as illustrated in Figure 2 than for a propulsion assembly 1 as illustrated in Figure 1.
  • the fan blades 2000 20 of a propulsion assembly 1 as illustrated in Figure 2 are therefore particularly sensitive to the phenomenon of ice accretion.
  • the entire surface of the blades 2000 of the rotor stages 200, 202 of the fan 20 of an open-rotor can be the site of icing.
  • the engine 2 comprises, from upstream to downstream, a compression section 22, a combustion chamber 24 and an expansion section 26 comprising a high pressure turbine 262 and a low pressure turbine 260
  • the rotor part of the high pressure turbine 262 is connected to at least a portion of the rotor part of the compression section 22 by a high pressure shaft 282 extending along the longitudinal axis XX.
  • the low pressure turbine 260 comprises two rotors, each integral in rotation with the rotor stages 200, 202 of the fan 20.
  • the fan 20 comprises a rotor stage and a stator stage
  • a rotor part of the low pressure turbine 260 is connected to the rotor stage of the fan 20
  • a stator part of the low pressure turbine 260 is connected to the stator stage of the fan 20.
  • the compression section 22, the chamber combustion chamber 24 and the expansion section 26 are surrounded by the nacelle 3.
  • each of the blower 20 and the compression section 22 sucks in a flow of air.
  • the air sucked in by the compression section 22 is successively compressed within the compression section 22, ignited within the combustion chamber 24 and expanded within the expansion section 26 before being ejected out. of the engine 2.
  • the air B sucked in by the fan 20 circulates around the nacelle 3 before being ejected downstream of the propulsion assembly 1.
  • the propulsion assembly 1 generates thrust. This thrust can, for example, be used for the benefit of the aircraft on which the propulsion assembly 1 is attached and fixed.
  • the motor 2 of each of the propulsion assemblies illustrated in Figure 1 and in Figure 2 comprises at least one rotor, typically the fan 20, and a stator, typically the rectifier 27, which each comprise a hub 2001, 2701, centered on the longitudinal axis X-X, and from which a plurality of blades 2000, 2700 extend radially.
  • At least one among the blades 2000, 2700 of the motor 2, typically all the blades 2000, 2700 of the fan 20 and the rectifier 27, comprises a blade 4 and a foot 5, the foot 5 making it possible to fix the blade 2000, 2700 to the hub 2001, 2701.
  • the blade 2000, 2700, and more particularly the blade 4 may comprise a structure made of composite material comprising a fibrous reinforcement embedded in a matrix. This makes it possible to optimize the mass of the propulsion assembly 1 and improves its performance.
  • the fibrous reinforcement can be formed from a fibrous (or textile) preform in a single piece, obtained by three-dimensional or multilayer weaving, with evolving thickness. It may include warp and weft strands. Three-dimensional weaving generally indicates that the warp strands follow sinuous paths in order to link together weft strands belonging to layers of different weft strands except for unbindings, it being noted that three-dimensional weaving, in particular with interlock weave, may include 2D surface weaves. Different three-dimensional weave weaves can be used, such as interlock, multi-satin or multi-voile weaves. Fibrous reinforcement can thus include woven (two-dimensional or three-dimensional), braided, knitted or laminated fibrous arrangements. The fibers of the fibrous reinforcement may include any of the following materials: carbon, glass, basalt, aramid, polypropylene and/or ceramic.
  • the matrix typically comprises an organic material (thermosetting, thermoplastic or elastomer) or a carbon matrix.
  • the matrix comprises a plastic material, typically a polymer, for example epoxy, bismaleimide or polyimide.
  • the blade 4 has, at least on one portion, an aerodynamic profile suitable for being placed in a flow when the propulsion assembly 1 is in operation, in order to generate lift.
  • the aerodynamic profile includes an intrados 40, an extrados 42, a leading edge 44 and a trailing edge 46.
  • the leading edge 44 is configured to extend facing the air flow within the airfoil.
  • propulsion assembly 1 corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into an intrados flow 40 and an extrados flow 42.
  • the edge of leak 46 for its part, corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados 40 and extrados 42 flows meet.
  • the intrados 40 or even the extrados 42 of the blade 4 can be covered with a polyurethane film for the protection against erosion.
  • the blade may comprise two skins, which are connected to each other and extend generally opposite each other.
  • the skins are shaped to together define the aerodynamic profile.
  • the skins are made from a composite material comprising fibrous reinforcement densified by a matrix. They are therefore monolithic and are made in one piece according to a non-limiting embodiment. Alternatively, it is possible to consider a fibrous reinforcement for the intrados and another for the extrados.
  • the blade 2000, 2700 further comprises a spar 6, a filling part 7 and a shield 8.
  • the spar 6 may comprise, as illustrated in Figure 3, a blade root portion 5 which extends outside the blade 4 and a blade portion which is arranged inside the blade 4 of so as to form a soul.
  • the blade root part 5 is configured to be inserted into the hub 2001, 2701.
  • the spar 6 can be made of metal and in a single piece, in which the blade root part 5 and the blade part are monolithic.
  • the metallic material of the spar 6 may comprise at least one of the following materials: steel, titanium, titanium alloy (in particular T ⁇ 6V, comprising titanium, aluminum, vanadium and traces of carbon, iron, oxygen and nitrogen), nickel-based superalloy such as Inconel, aluminum alloy.
  • the spar 6 may comprise a composite material comprising a fibrous reinforcement densified by a matrix.
  • the matrix of the spar 6 typically comprises an organic material (thermosetting, thermoplastic or elastomer) or a carbon matrix.
  • the matrix comprises a plastic material, typically a polymer, for example epoxy, bismaleimide or polyimide.
  • the fibers of the fibrous reinforcement of the spar 6 comprise at least one of the following materials: carbon, glass, basalt, aramid, polypropylene and/or ceramic.
  • the fibrous reinforcement of the spar 6 may comprise woven (two-dimensional or three-dimensional), braided, knitted or laminated fibrous arrangements.
  • the matrix of the spar 6 and the matrix of the composite material structure of the blade 2000, 2700 may where appropriate be identical.
  • the fibers of the fibrous reinforcement of the spar 6 can be made of a material identical to or different from the fibers of the fibrous reinforcement of the composite material structure of the blade 2000, 2700.
  • the spar 6 is preferably made of composite material with an organic matrix epoxy reinforced with 3D woven carbon fibers with the warp direction mainly oriented radially and the weft mainly oriented along the chord of blade 4 at the height of the aerodynamic vein.
  • the spar 6 can also be a more mechanically advantageous assembly of different organic matrix composite materials (thermosetting, thermoplastic or elastomer) reinforced with long fibers (carbon, glass, aramid, polypropylene) according to several fibrous arrangements (woven, braided, knitted). , unidirectional).
  • the filling part 7 is placed within the aerodynamic profile structure of the blade 4 and surrounds the spar 6.
  • the filling part 7 can be made of a material comprising internal cavities, such as a foam of organic origin (polyethacrylimide, polyethylene terephthalate (PET), polyvinyl chloride (PVC), polyetherimide (PEI), polyvinyl, carbon, polyisocyanurate, polyurethane, etc.) or metallic (in particular aluminum alloy), or even a nest Nomex® type bees, made of Kevlar, fiberglass or even aluminum.
  • the filling part 7 is covered with a skin of composite material with an organic matrix 400 to increase the resistance of the blade 2000, 2700 to impact.
  • leading edge 44 of the aerodynamic profile can be reinforced by a shield 8 attached and fixed, for example by gluing.
  • the shield 8 can be titanium or titanium alloy, stainless steel, steel, aluminum, nickel, etc. Element of
  • Figure 4 and Figure 5 illustrate a heating element 9 configured to heat the blade 2000, 2700
  • Figure 6 illustrates that the heating element 9 is attached and fixed on the blade 2000, 2700 by being embedded in the matrix of the composite material structure.
  • the fan blades 2000 20 and the rectifier blades 2700 27 are particularly sensitive to the phenomenon of ice accretion and/or frost, and it is therefore particularly advantageous for the heating element 9 to be attached and fixed to this type of blade. dawn 2000, 2700.
  • the heating element 9 is distinct from the fibrous reinforcement of the composite material structure, on which it is attached and fixed.
  • the heating element 9 can be sewn onto the fibrous reinforcement, preferably with stitching at the ends of the heating element 9, or glued, or even be fixed to the fibrous reinforcement by means of inserts, for example Parisian bug type.
  • the heating element 9 comprises a support 90 and a heating member 92.
  • the heater 92 is configured to heat the blade 2000, 2700.
  • the heater 92 operates on electrical energy and heats the blade 2000, 2700 by Joule effect by dissipating the electric current circulating through it.
  • the heating member 92 can also be of chemical type, and provide heat by chemical reaction of internal components of the heating member 92, or hydraulic, and provide heat by thermal conduction d a heat transfer fluid circulating through the heating member 92.
  • Figure 4 and Figure 5 illustrate that the heating member 92 comprises an electrically conductive portion 920, which is configured to heat the blade 2000, 2700.
  • the electrically conductive portion 920 can take the form of a coil, as illustrated in Figure 4, in order to optimize the distribution of the heat produced by the heating member 92.
  • the coil comprises a certain number of wire portions electrical which are angled, identical or not to each other, and connected to each other, for example by being integral with each other, that is to say by being obtained in one piece from each other with the others.
  • the heating member 92 comprises a metal, such as copper, because it is a material which conducts heat well.
  • the patterns, material and section of the electrically conductive elements in the electrically conductive portion 920 are parameters which can be adjusted according to the heating requirement. It is nevertheless appropriate that the heating member, and therefore the electrical wires which compose it if necessary, are sufficiently flexible to adapt to the shape of the blade 2000, 2700.
  • the support 90 is permeable to the matrix, that is to say it is configured to be impregnated by the matrix.
  • the support 90 is configured to electrically insulate the electrically conductive portion 920 from the fibrous reinforcement, which is generally electrically conductive. This prevents the creation of current loops in the blade 2000, 2700, which could damage it.
  • the support 90 comprises a first layer 901 and a second layer 902, the heating member 92 being positioned between the first layer 901 and the second layer 902. This makes it possible to improve the electrical insulation of the heating member 92 with respect to the fibrous reinforcement.
  • At least one of the first layer 901 and the second layer 902 may comprise a woven portion and/or a knitted portion, which make it possible to obtain the required permeability to the matrix, because it has a sufficient porosity.
  • at least one of the first layer 901 and the second layer 902 may comprise a marquisette fabric, typically in knitted knit, which is illustrated in Figure 4, whose permeability to the matrix is optimal, c that is to say that it has meshes that are sufficiently wide so that the matrix flow is not disturbed, and sufficiently narrow to guarantee the electrical insulation of the electrically conductive portion 920.
  • Disposed mesh fabrics are made from of chain loops formed lengthwise and interwoven across the width of the knitting.
  • the support 90 can comprise any polymer which is not electrically conductive and also sufficiently resists heat, that is to say it does not deteriorate for temperatures ranging from 50 °C to 100°C.
  • both of the first layer 901 and the second layer 902 are as described above, or are even identical.
  • the heating member 92 is of the electrical type, as visible in Figure 4 and in Figure 5, it is possible to provide an electrical connection element 94 configured to electrically connect the electrically conductive portion 920 of the heating member 92 to an electrical power source 96.
  • This electrical connection element 94 can extend outside the support 90, typically along the foot 5 of the blade 2000, 2700. Therefore, to prevent the electrical connection element 94 from establishing electrical contact with the fibrous reinforcement, it is possible to provide a sheath 98 electrically insulating element receiving the electrical connection element 94 so as to electrically insulate the electrical connection element 94 from the fibrous reinforcement.
  • the heating element 9 can take the form of a mat integrated into the blade 2000, 2700, at the level of all or part of an external surface of the blade 2000, 2700
  • the shape of the carpet is however not restrictive, since it is entirely possible to consider different patches, distributed over the entire surface of the blade 2000, 2700.
  • a heating element 9 configured to dissipate a greater quantity of heat, typically whose electrically conductive portion 920 sees a greater electrical power circulate, than it dissipated by the Joule effect, for example whose electrically conductive portion 920 comprises thicker electrical wires.
  • an electrical network (with a power supply and an electrical connection element 94) per heating member 92 or, on the contrary, a single electrical network connected to all of the heating members, but where the surface density of the electrical wires of the different heating elements varies according to their positioning on the blade 2000, 2700.
  • ice accretion is generally more frequent and greater at the level of a portion of the blade 4 which is close to the root 5 of dawn 2000, 2700.
  • the electrical network of the heating member 92 is therefore denser than at the head 50 of dawn 2000, 2700 where accretion is rarer, due to the speeds reached during the rotation of the blade 2000, 2700 around the longitudinal axis XX.
  • Different heating elements 9 can therefore be provided on the surface of the blade 2000, 2700, preferably being distributed with a different density depending on their position within the blade 2000, 2700.
  • the density of the heating elements 9 corresponds here to the number of heating elements 9 per unit of space, this unit being able to be surface or volume.
  • a method E for manufacturing a blade 2000, 2700 for engine 2 as previously described generally comprises the production E1 of the fibrous reinforcement, the fixing E2 of the heating element 9 on the fibrous reinforcement and the E3 solidification of the matrix.
  • One way of carrying out this manufacturing process consists of using a vacuum resin injection process called the RTM process (for “Resin Transfer Molding” in Anglo-Saxon terminology) or even V ⁇ RTM (for “Vacuum Assisted Resin Transfer Molding” in Anglo-Saxon terminology).
  • This process generally consists of preparing a fibrous preform by three-dimensional weaving then placing this preform in a mold and injecting a polymerizable resin such as an epoxy resin, which is the matrix which will impregnate the preform, while maintaining possibly reduced pressure during impregnation (in the case of V ⁇ RTM).
  • a polymerizable resin such as an epoxy resin
  • the leading edge 44 of the blade 4 is reinforced by the shield 8, preferably metallic, which is attached and fixed, for example by gluing.
  • Polymerization is a form of E3 solidification of the matrix, as is also thermosetting.
  • the E3 solidification of the matrix may or may not require the addition of external heat.
  • manufacturing process E includes a cooking step.
  • other E3 solidification processes of the matrix are possible, which depend in particular on the composition of the matrix.
  • the heating element 9 can typically be attached and fixed E3 on the fibrous reinforcement within the mold, typically by gluing, before the matrix is injected, so that it can impregnate both the fibrous reinforcement and the heating element 9. This is however not limiting, since the heating element 9 can also be attached and fixed to the fibrous reinforcement after the latter has been impregnated by the matrix, the heating element 9 then being impregnated by the matrix before its solidification E3.
  • the position of the heating element 9 on the fibrous reinforcement can be controlled by means of a laser.
  • the heating element 9 and the fibrous reinforcement are impregnated by the matrix in the mold. This is however not limiting, since it is also possible to pre-impregnate the heating element 9 and/or the fibrous reinforcement with the matrix, then to attach and fix the heating element 9 to the fibrous reinforcement, before E3 solidification of the matrix.
  • the manufacture of the spar 6 can, for its part, involve several specific processes such as, for example, machining, forging, forming, foundry or even additive manufacturing (3D printing). If necessary, the spar 6 and the filling part 7 are inserted within the composite material structure before the solidification step E3 of the matrix, typically by baking.
  • Steps for checking the blade 2000, 2700 can be provided in order to check its mechanical strength before fixing it to the hub 2001, 2701.
  • this eliminates the need to use a heating mat attached and fixed on part of the external surface of the blade, typically between the blade and the protective shield attached and fixed on the leading edge of the blade. dawn. Removing such a heating mat makes it possible to obtain a blade which does not have any extra thickness, which would be likely to penalize the aerodynamic properties of the blade or to limit the possibility of using the protective shield, since the adhesion at the level of the excess thickness would be lower. And a degraded arrangement of the protective shield would compromise the mechanical strength of the blade, especially in the event of impact from a foreign body. Additionally, the heating element is less susceptible to corrosion than the heating mat would be. Finally, the blade manufacturing process is simpler and less expensive than bringing in and attaching a heating mat, because it is more easily repeatable on a large scale.
  • an aircraft can also include other parts comprising a composite material structure, which can also integrate a heating element, an electrical connection element and/or an electrically insulating sheath as previously described.
  • Such parts may be parts of the fuselage of the aircraft or the nacelle.
  • composite material parts can be manufactured according to the manufacturing process previously described.

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Abstract

La présente divulgation concerne une pièce d'aéronef comprenant : une structure en matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé dans une matrice; un élément de chauffage (9) configuré pour chauffer la pièce, l'élément de chauffage (9) étant noyé dans la matrice de la structure en matériau composite.

Description

DISPOSITIF DE DEGIVRAGE D’AUBE
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente demande concerne le domaine de l’aéronautique. Plus précisément, la présente demande concerne le dégivrage de pièces d’un aéronef, typiquement de pièces en matériau composite, et plus particulièrement d’aubes de moteur d’aéronef.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Certaines pièces d’un aéronef, telles qu’une aube du moteur, sont exposées à un flux d’air froid lors du fonctionnement de l’aéronef. Une telle exposition est susceptible d’entraîner la formation, puis l’accrétion, de glace au niveau d’une surface de ces pièces qui est exposée au flux d’air froid, ce qui peut mettre en péril le fonctionnement de l’aéronef.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est d’empêcher la formation et/ou l’accrétion de glace au niveau d’une surface d’une pièce d’aéronef de manière simple, peu coûteuse et facilement industrialisable.
Il est à cet effet proposé, selon un aspect de la divulgation, une pièce d’aéronef comprenant : une structure en matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé dans une matrice ; au moins un élément de chauffage configuré pour chauffer la pièce, l’élément de chauffage étant noyé dans la matrice de la structure en matériau composite.
Avantageusement, mais facultativement, la pièce selon la divulgation peut comprendre l’une au moins des caractéristiques suivantes, prise seule ou en combinaison :
- l’élément de chauffage est distinct du renfort fibreux ;
- l’élément de chauffage comprend un support perméable à la matrice et un organe chauffant configuré pour chauffer la pièce ;
- l’organe chauffant comprend une portion électriquement conductrice, le support étant configuré pour isoler électriquement la portion électriquement conductrice du renfort fibreux ;
- elle comprend en outre un élément de connexion électrique configuré pour relier électriquement la portion électriquement conductrice à une source d’alimentation électrique ; et une gaine électriquement isolante recevant l’élément de connexion électrique de sorte à isoler électriquement l’élément de connexion électrique du renfort fibreux ; - le support comprend une première couche et une deuxième couche, l’organe chauffant étant positionné entre la première couche et la deuxième couche ;
- au moins une de la première couche et de la deuxième couche comprend une portion tissée et/ou une portion tricotée ;
- au moins une de la première couche et de la deuxième couche comprend un tissu en maille jetée ;
- elle comprend une pluralité d’éléments de chauffage répartis avec une densité différente selon leur position au sein de la pièce ; et
- la pièce est une aube pour moteur d’aéronef, l’aube comprenant de préférence une pluralité d’éléments de chauffage répartis avec une densité différente selon leur position au sein de l’aube, avec une densité supérieure au niveau du pied de l’aube qu’au niveau de la tête de l’aube.
Selon un autre aspect de la divulgation, il est proposé une soufflante comprenant un moyeu et une pluralité d’aubes telles que précédemment décrites s’étendant radialement à partir du moyeu.
Selon un autre aspect de la divulgation, il est proposé un procédé de fabrication d’une pièce telle que précédemment décrite, comprenant les étapes de : réalisation du renfort fibreux ; fixation de l’élément de chauffage sur le renfort fibreux ; puis solidification de la matrice.
Avantageusement, le procédé peut comprendre une étape d’imprégnation de l’élément de chauffage par la matrice. Le cas échéant, la fixation de l’élément de chauffage sur le renfort fibreux peut être mis en oeuvre avant ou après l’étape d’imprégnation de l’élément de chauffage par la matrice. En outre, l’étape d’imprégnation de l’élément de chauffage par la matrice peut être mise en oeuvre en même temps qu’une étape d’imprégnation du renfort fibreux par la matrice ou, alternativement, avant ou après l’étape d’imprégnation du renfort fibreux par la matrice.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de la divulgation ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une vue en coupe schématique d’un ensemble propulsif pour aéronef.
La figure 2 est une vue en coupe schématique d’un autre ensemble propulsif pour aéronef. La figure 3 illustre divers composants d’une aube pour moteur d’aéronef.
La figure 4 illustre une partie d’une aube selon un mode de réalisation.
La figure 5 est une vue en coupe de la figure 4.
La figure 6 illustre une aube selon un mode de réalisation.
La figure 7 est un organigramme présentant un mode de mise en oeuvre d’un procédé de fabrication d’une aube.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Ensemble propulsif
La figure 1 illustre un ensemble propulsif 1 présentant un axe longitudinal X-X, et comprenant un moteur 2 (ou turbomachine) et une nacelle 3 entourant le moteur 2.
L’ensemble propulsif 1 est destiné à être monté sur un aéronef (non représenté), tel qu’un avion ou un hélicoptère, par exemple sous l’aile de l’aéronef, sur l’aile ou encore à l’arrière du fuselage de l’aéronef. A cet égard, l’ensemble propulsif 1 peut comprendre un mât (non représenté) destiné à relier l’ensemble propulsif 1 à une partie de l’aéronef.
Le moteur 2 illustré sur la figure 1 est un turboréacteur à double corps, double flux et entraînement direct. Ceci n’est toutefois pas limitatif puisque le moteur 2 peut comporter un nombre différent de corps et/ou de flux, et/ou être un autre type de turboréacteur, tel qu’un turboréacteur à réducteur ou un turbopropulseur.
Sauf précision contraire, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence à la direction globale d’écoulement d’air à travers l’ensemble propulsif 1 en fonctionnement. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X-X et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X et coupant l’axe longitudinal X-X. Par ailleurs, un plan axial est un plan contenant l'axe longitudinal X-X et un plan radial est un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X-X. Une circonférence s’entend comme un cercle appartenant à un plan radial et dont le centre appartient à l’axe longitudinal X-X. Une direction tangentielle ou circonférentielle est une direction tangente à une circonférence : elle est orthogonale à l’axe longitudinal X-X mais ne passe pas par l’axe longitudinal X-X. Enfin, les adjectifs « intérieur » (ou « interne ») et « extérieur » (ou « externe ») sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est, suivant une direction radiale, plus proche de l'axe longitudinal X-X que la partie extérieure du même élément. Comme visible sur la figure 1, le moteur 2 comprend, de l’amont vers l’aval, une soufflante 20, une section de compression 22 comprenant un compresseur basse pression 220 et un compresseur haute pression 222, une chambre de combustion 24 et une section de détente 26 comprenant une turbine haute pression 262 et une turbine basse pression 260. La soufflante 20, la partie rotor du compresseur basse pression 220, et la partir rotor de la turbine basse pression 260 sont reliées entre elles par un arbre basse pression 280 s’étendant le long de l’axe longitudinal X-X, la soufflante 20, le compresseur basse pression 220 et la turbine basse pression 260 formant alors un corps basse pression. La partie rotor du compresseur haute pression 222 et la partie rotor de la turbine haute pression 262 sont reliées entre elles par un arbre haute pression 282 s’étendant le long de l’axe longitudinal X-X, le compresseur haute pression 222 et la turbine haute pression 262 formant alors un corps haute pression. Comme visible sur la figure 1 , la section de compression 22, la chambre de combustion 24 et la section de détente 26 sont entourés par un carter moteur 23, tandis que la soufflante 20 est entourée par un carter de soufflante 25. Le carter moteur 23 et le carter de soufflante 25 sont reliés entre eux par des bras structuraux 27 profilés formant redresseurs (ou OGV pour « Outlet Guide Vanes » dans la terminologie anglo- saxonne) répartis de manière circonférentielle tout autour de l’axe longitudinal X-X. L’axe longitudinal X-X forme un axe de rotation pour la soufflante 20, la partir rotor de la section de compression 22 et la partie rotor de la section de détente 26, lesquelles sont susceptibles d’être entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X-X par rapport au carter moteur 23 et au carter de soufflante 25.
La nacelle 3 s’étend radialement à l’extérieur du moteur 2, tout autour de l’axe longitudinal X-X, de sorte à entourer à la fois le carter de soufflante 25 et le carter moteur 23, et à définir, avec une partie aval du carter moteur 23, une partie aval d’une veine secondaire B, la partie amont de la veine secondaire B étant définie par le carter de soufflante 25 et une partie amont du carter moteur 23. La partie amont de la nacelle 3 définit en outre une entrée d’air 29 par laquelle la soufflante 20 aspire le flux d’air circulant à travers l’ensemble propulsif 1.
En fonctionnement, la soufflante 20 aspire un flux d’air dont une portion, circulant au sein d’une veine primaire À, est, successivement, comprimée au sein de la section de compression 22, enflammée au sein de la chambre de combustion 24 et détendue au sein de la section de détente 26 avant d’être éjectée hors du moteur 2. La veine primaire À traverse le carter moteur 23 de part en part. Une autre portion du flux d’air circule au sein de la veine secondaire B qui prend une fourme annulaire allongée entourant le carter moteur 23, l’air aspiré par la soufflante 20 étant redressé par les redresseurs 27 puis éjecté hors de l’ensemble propulsif 1. De cette manière, l’ensemble propulsif 1 génère une poussée. Cette poussée peut, par exemple, être mise au profit de l’aéronef sur lequel l’ensemble propulsif 1 est rapporté et fixé.
La figure 2 illustre un autre ensemble propulsif 1 , présentant également un axe longitudinal X-X, et comprenant aussi un moteur 2, ainsi qu’une nacelle 3.
Contrairement au moteur 2 de l’ensemble propulsif 1 illustré sur la figure 1, le moteur 2 de l’ensemble propulsif 1 illustré sur la figure 2 ne comprend pas de soufflante 20 carénée, mais une soufflante 20 (ou hélice) non-carénée. La nacelle 3 est, quant à elle, destinée à être fixée à l’aéronef, de la même manière que pour l’ensemble propulsif 1 illustré sur la figure 1 , et définit également une entrée d’air 29. L’ensemble propulsif 1 illustré sur la figure 2 est du type « Open-Rotor », plus particulièrement dans une configuration appelée « pusher », c’est-à-dire dans laquelle la soufflante 20 non-carénée est positionnée à l’aval du moteur 2 et à l’aval de l’entrée d’air 29. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisqu’un ensemble propulsif 1 de type « Open-Rotor » peut également se trouver dans une configuration appelée « puller », dans laquelle la soufflante 20 est positionnée en amont du moteur 2, l’entrée d’air 29 étant positionnée en amont de la soufflante 20, entre les deux étages rotors 200, 202 de soufflante 20, ou en aval de la soufflante 20.
Sur la figure 2, la soufflante 20 comprend deux étages rotors 200, 202 contrarotatifs, c’est- à-dire que, en fonctionnement, les étages rotors 200, 202 sont entraînés en rotation autour de l’axe longitudinal X-X en sens opposés. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisque la soufflante 20 peut également comprendre un étage rotor, entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal, et un étage stator, fixe en rotation, l’étage stator étant positionné en aval de l’étage rotor, et se comporte comme un redresseur afin de redresser le flux d’air aspiré par l’étage rotor. De manière générale, les étages rotors 200, 202 d’un open-rotor tournent moins vite qu’une soufflante 20 caréné. En outre, la longueur des pales d’aubes 2000 de soufflante 20 est plus importante pour un ensemble propulsif 1 tel qu’illustré sur la figure 2 que pour un ensemble propulsif 1 tel qu’illustré sur la figure 1. Les aubes 2000 de soufflante 20 d’un ensemble propulsif 1 tel qu’illustré sur la figure 2 sont donc particulièrement sensibles au phénomène d’accrétion de glace. En outre contrairement à une soufflante 20 carénée, toute la surface des aubes 2000 des étages rotors 200, 202 de la soufflante 20 d’un open-rotor peut être le lieu de givrage.
Comme visible sur la figure 2, le moteur 2 comprend, de l’amont vers l’aval, une section de compression 22, une chambre de combustion 24 et une section de détente 26 comprenant une turbine haute pression 262 et une turbine basse pression 260. La partie rotor de la turbine haute pression 262 est reliée à au moins une portion de la partie rotor de la section de compression 22 par un arbre haute pression 282 s’étendant le long de l’axe longitudinal X-X. La turbine basse pression 260 comprend deux rotors, chacun solidaire en rotation avec les étages rotors 200, 202 de la soufflante 20. Ceci n’est toutefois pas limitatif puisque, lorsque la soufflante 20 comprend un étage rotor et un étage stator, une partie rotor de la turbine basse pression 260 est reliée à l’étage rotor de la soufflante 20, tandis qu’une partie stator de la turbine basse pression 260 est reliée à l’étage stator de la soufflante 20. La section de compression 22, la chambre de combustion 24 et la section de détente 26 sont entourés par la nacelle 3.
En fonctionnement, chacune de la soufflante 20 et de la section de compression 22 aspire un flux d’air. L’air À aspiré par la section de compression 22 est, successivement, comprimé au sein de la section de compression 22, enflammée au sein de la chambre de combustion 24 et détendue au sein de la section de détente 26 avant d’être éjectée hors du moteur 2. L’air B aspiré par la soufflante 20 circule autour de la nacelle 3 avant d’être éjecté en aval de l’ensemble propulsif 1. De cette manière, l’ensemble propulsif 1 génère une poussée. Cette poussée peut, par exemple, être mise au profit de l’aéronef sur lequel l’ensemble propulsif 1 est rapporté et fixé.
Le moteur 2 de chacun des ensembles propulsifs illustré sur la figure 1 et sur la figure 2 comprend au moins un rotor, typiquement la soufflante 20, et un stator, typiquement le redresseur 27, qui comprennent chacun un moyeu 2001 , 2701 , centré sur l’axe longitudinal X-X, et duquel s’étend radialement une pluralité d’aubes 2000, 2700.
Aube pour moteur
Comme visible sur la figure 3, au moins une parmi les aubes 2000, 2700 du moteur 2, typiquement toutes les aubes 2000, 2700 de la soufflante 20 et du redresseur 27, comprend une pale 4 et un pied 5, le pied 5 permettant de fixer l’aube 2000, 2700 au moyeu 2001 , 2701. L’aube 2000, 2700, et plus particulièrement la pale 4, peut comprendre une structure en matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé dans une matrice. Ceci permet en effet d’optimiser la masse de l’ensemble propulsif 1 et améliore sa performance.
Le renfort fibreux peut être formé à partir d’une préforme fibreuse (ou textile) en une seule pièce, obtenue par tissage tridimensionnel ou multicouche, avec épaisseur évolutive. Il peut comprendre des torons de chaîne et de trame. Le tissage tridimensionnel indique généralement que les torons de chaîne suivent des trajets sinueux afin de lier entre eux des torons de trame appartenant à des couches de torons de trame différentes exception faite de déliaisons, étant noté qu'un tissage tridimensionnel, notamment à armure interlock, peut inclure des tissages 2D en surface. Différentes armures de tissage tridimensionnel peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-voile. Le renfort fibreux peut ainsi comprendre des arrangements fibreux tissés (bidimensionnels ou tridimensionnels), tressés, tricotés ou stratifiés. Les fibres du renfort fibreux peuvent comprendre l’un des matériaux suivants : carbone, verre, basalte, aramide, polypropylène et/ou céramique.
La matrice comprend typiquement une matière organique (thermodurcissable, thermoplastique ou élastomère) ou une matrice en carbone. Par exemple, la matrice comprend une matière plastique, typiquement un polymère, par exemple époxyde, bismaléimide ou polyimide.
La pale 4 présente, au moins sur une portion, un profil aérodynamique propre à être placé dans un flux lorsque l’ensemble propulsif 1 est en fonctionnement, afin de générer une portance. Le profil aérodynamique comprend un intrados 40, un extrados 42, un bord d’attaque 44 et un bord de fuite 46. Le bord d’attaque 44 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement d’air au sein de l’ensemble propulsif 1 , et correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados 40 et en un écoulement extrados 42. Le bord de fuite 46, quant à lui, correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados 40 et extrados 42. L’intrados 40 voire l’extrados 42 de la pale 4 peut être recouvert d’un film polyuréthane pour la protection contre l’érosion.
Dans un mode de réalisation (non représenté) la pale peut comprendre deux peaux, qui sont raccordées l’une à l’autre et s’étendent globalement l’une en face de l’autre. Les peaux sont conformées de sorte à définir ensemble le profil aérodynamique. Les peaux sont réalisées dans un matériau composite comprenant le renfort fibreux densifié par une matrice. Elles sont donc monolithiques et sont réalisées d’une seule pièce selon un mode de réalisation non limitatif. En variante, il est possible de considérer un renfort fibreux pour l’intrados et un autre pour l’extrados.
Dans un mode de réalisation illustré sur la figure 3, l’aube 2000, 2700 comprend en outre un longeron 6, une pièce de remplissage 7 et un bouclier 8.
Le longeron 6 peut comprendre, comme illustré sur la figure 3, une partie de pied d’aube 5 qui s’étend à l’extérieur de la pale 4 et une partie de pale qui est disposée à l’intérieur de la pale 4 de sorte à en former une âme. La partie de pied d’aube 5 est configurée pour être insérées dans le moyeu 2001 , 2701. Le longeron 6 peut être réalisé en métal et en une seule pièce, dans laquelle la partie de pied d’aube 5 et la partie de pale sont monolithiques. Le matériau métallique du longeron 6 peut comprendre l’un au moins des matériaux suivants : acier, titane, alliage de titane (en particulier du TÀ6V, comprenant du titane, de l’aluminium, du vanadium et des traces de carbone, de fer, d’oxygène et d’azote), superalliage à base de nickel tel que de l’Inconel, alliage d’aluminium. En variante, le longeron 6 peut comprendre un matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice. De manière analogue à la structure en matériau composite de la pale 4, la matrice du longeron 6 comprend typiquement une matière organique (thermodurcissable, thermoplastique ou élastomère) ou une matrice en carbone. Par exemple, la matrice comprend une matière plastique, typiquement un polymère, par exemple époxyde, bismaléimide ou polyimide. Les fibres du renfort fibreux du longeron 6 comprennent au moins l’un des matériaux suivants : carbone, verre, basalte, aramide, polypropylène et/ou céramique. Le renfort fibreux du longeron 6 peut comprendre des arrangements fibreux tissés (bidimensionnels ou tridimensionnels), tressés, tricotés ou stratifiés. La matrice du longeron 6 et la matrice de la structure en matériau composite de l’aube 2000, 2700 peuvent le cas échéant être identiques. Les fibres du renfort fibreux du longeron 6 peuvent être réalisées dans un matériau identique ou différent des fibres du renfort fibreux de la structure en matériau composite de l’aube 2000, 2700. En définitive, le longeron 6 est préférentiellement en matériau composite à matrice organique époxy renforcée par fibres de carbone tissées 3D avec la direction de chaîne majoritairement orientée radialement et la trame majoritairement orientée selon la corde de la pale 4 à hauteur de veine aérodynamique. Cependant, le longeron 6 peut également être un assemblage plus avantageux mécaniquement de différents matériaux composites à matrice organique (thermodurcissable, thermoplastique ou élastomère) renforcés par fibres longues (carbone, verre, aramide, polypropylène) selon plusieurs arrangements fibreux (tissé, tressé, tricoté, unidirectionnel).
La pièce de remplissage 7 est placée au sein de la structure à profil aérodynamique de la pale 4 et entoure le longeron 6. La pièce de remplissage 7 peut être réalisée dans un matériau comportant des cavités internes, tel qu’une mousse d’origine organique (polyethacrylimide, polytéréphtalate d'éthylène (PET), polychlorure de vinyle (PVC), polyétherimide (PEI), polyvinyl, carbone, polyisocyanurate, polyuréthane, etc.) ou métallique (notamment en alliage d’aluminium), ou encore un nid d’abeilles du type Nomex®, en kevlar, en fibres de verre ou encore en aluminium. Avantageusement, la pièce de remplissage 7 est recouverte d’une peau en matériau composite à matrice organique 400 pour augmenter la résistance de l’aube 2000, 2700 à l’impact.
Enfin, le bord d’attaque 44 du profil aérodynamique peut être renforcé par un bouclier 8 rapporté et fixé, par exemple par collage. Le bouclier 8 peut être titane ou alliage de titane, inox, acier, aluminium, nickel, etc. Elément de
La figure 4 et la figure 5 illustrent un élément de chauffage 9 configuré pour chauffer l’aube 2000, 2700, et la figure 6 illustre que l’élément de chauffage 9 est rapporté et fixé sur l’aube 2000, 2700 en étant noyé dans la matrice de la structure en matériau composite. Les aubes 2000 de soufflante 20 et les aubes 2700 de redresseur 27 sont particulièrement sensibles au phénomène d’accrétion de glace et/ou de givre, et il est donc particulièrement avantageux que l’élément de chauffage 9 soit rapporté et fixé sur ce type d’aube 2000, 2700.
Il convient toutefois de noter que l’élément de chauffage 9 est distinct du renfort fibreux de la structure en matériau composite, sur laquelle il est rapporté et fixé. L’élément de chauffage 9 peut être cousu sur le renfort fibreux, de préférence avec des points de couture aux extrémités de l’élément de chauffage 9, ou collé, voire même être fixé au renfort fibreux au moyen d ’inserts, par exemple du type punaise parisienne.
Comme visible sur la figure 4 et sur la figure 5, l’élément de chauffage 9 comprend un support 90 et un organe chauffant 92.
L’organe chauffant 92 est configuré pour chauffer l’aube 2000, 2700. De préférence, comme illustré sur la figure 4 et sur la figure 5, l’organe chauffant 92 fonctionne à l’énergie électrique et chauffe l’aube 2000, 2700 par effet Joule en dissipant du courant électrique circulant à travers lui. Ceci n’est toutefois pas limitatif puisque l’organe chauffant 92 peut également être de type chimique, et fournir de la chaleur par réaction chimique de composants internes à l’organe chauffant 92, ou hydraulique, et fournir de la chaleur par conduction thermique d’un fluide caloporteur circulant à travers l’organe chauffant 92. En tout état de cause, la figure 4 et la figure 5 illustrent que l’organe chauffant 92 comprend une portion électriquement conductrice 920, laquelle est configurée pour chauffer l’aube 2000, 2700. La portion électriquement conductrice 920 peut prendre la forme d’un serpentin, comme illustré sur la figure 4, afin d’optimiser la répartition de la chaleur produite par l’organe chauffant 92. Le serpentin comprend un certain nombre de portions de fils électriques qui sont coudées, identiques ou non les unes aux autres, et raccordées les unes aux autres, par exemple en étant venues de matière les unes avec les autres, c’est-à- dire en étant obtenues d’une seule pièce les unes avec les autres. De préférence, l’organe chauffant 92 comprend un métal, tel que du cuivre, car c’est une matière qui conduit bien la chaleur. En tout état de cause, les motifs, la matière et la section des éléments conducteurs électriquement dans la portion électriquement conductrice 920, sont des paramètres qui peuvent être ajustés selon le besoin en chauffage. Il convient néanmoins que l’organe de chauffage, et donc les fils électriques qui le composent le cas échéant, soient suffisamment souples pour épouser la forme de l’aube 2000, 2700.
Comme illustré sur la figure 4 et sur la figure 5, le support 90 est perméable à la matrice, c’est-à-dire qu’il est configuré pour être imprégné par la matrice. En outre, notamment lorsque l’organe chauffant 92 fonctionne à l’énergie électrique et comprend une portion électriquement conductrice 920, le support 90 est configuré pour isoler électriquement la portion électriquement conductrice 920 du renfort fibreux, lequel est généralement conducteur d’électricité. Ceci permet d’éviter la création de boucles de courant dans l’aube 2000, 2700, ce qui pourrait l’endommager. Avantageusement, comme visible sur la figure 5, le support 90 comprend une première couche 901 et une deuxième couche 902, l’organe chauffant 92 étant positionné entre la première couche 901 et la deuxième couche 902. Ceci permet d’améliorer l’isolation électrique de l’organe chauffant 92 vis-à-vis du renfort fibreux. De retour à la figure 4, l’un au moins parmi la première couche 901 et la deuxième couche 902 peut comprendre une portion tissée et/ou une portion tricotée, qui permettent d’obtenir la perméabilité à la matrice requise, car elle présente une porosité suffisante. Dans une variante avantageuse, l’un au moins parmi la première couche 901 et la deuxième couche 902 peut comprendre un tissu en marquisette, typiquement en maille jetée, qui est illustrée sur la figure 4, dont la perméabilité à la matrice est optimale, c’est-à-dire qu’elle présente des mailles suffisamment larges pour que le flux de matrice ne soit pas perturbé, et suffisamment étroites pour garantir l’isolation électrique de la portion électriquement conductrice 920. Les tissues en maille jetée sont réalisés à partir de boucles de chaînes formées dans la longueur et entrelacées dans la largeur du tricot. De tels tricots présentent l’avantage de ne pas voir ses mailles se défaire. De manière générale, le support 90 peut comprendre n’importe quel polymère qui n’est pas conducteur électriquement et résiste en outre suffisamment à la chaleur, c’est-à-dire qu’il ne se détériore pas pour des températures allant de 50°C à 100°C. Alternativement, ou en complément, l’une et l’autre de la première couche 901 et de la deuxième couche 902 sont telles que décrites ci-dessus, voire sont identiques.
Lorsque l’organe chauffant 92 est de type électrique, comme visible sur la figure 4 et sur la figure 5, il est possible de prévoir un élément de connexion électrique 94 configuré pour relier électriquement la portion électriquement conductrice 920 de l’organe chauffant 92 à une source d’alimentation 96 électrique. Cet élément de connexion électrique 94 peut s’étendre en dehors du support 90, typiquement en longeant le pied 5 de l’aube 2000, 2700. Dès lors, pour éviter que l’élément de connexion électrique 94 n’établisse un contact électrique avec le renfort fibreux, il est possible de prévoir une gaine 98 électriquement isolante recevant l’élément de connexion électrique 94 de sorte à isoler électriquement l’élément de connexion électrique 94 du renfort fibreux.
Ainsi, comme visible sur la figure 6, l’élément de chauffage 9 peut prendre la forme d’un tapis intégré à l’aube 2000, 2700, au niveau de toute ou partie d’une surface externe de l’aube 2000, 2700. La forme de tapis n’est toutefois pas limitative, puisqu’il est tout à fait possible d’envisager différents patchs, répartis sur toute la surface de l’aube 2000, 2700. En fonction des zones de l’aube 2000, 2700 exposées à un flux d’air froid, il est possible de densifier certaines parties avec un élément de chauffage 9 configuré pour dissiper une quantité de chaleur plus grande, typiquement dont la portion électriquement conductrice 920 voit circuler une puissance électrique plus importante, qu’elle dissipe par effet Joule, par exemple dont la portion électriquement conductrice 920 comprend des fils électriques plus épais. Le cas échéant, il est possible de prévoir un réseau électrique (avec une alimentation électrique et un élément de connexion électrique 94) par organe chauffant 92 ou, au contraire, un unique réseau électrique relié à l’ensemble des organes chauffants, mais où la densité surfacique des fils électriques des différents organes chauffants varie selon leur positionnement sur l’aube 2000, 2700. Typiquement, l’accrétion de glace est généralement plus fréquente et plus importante au niveau d’une portion de la pale 4 qui est proche du pied 5 de l’aube 2000, 2700. Le réseau électrique de l’organe chauffant 92 y est donc plus dense qu’en tête 50 d’aube 2000, 2700 où l’accrétion est plus rare, du fait des vitesses atteintes lors de la rotation de l’aube 2000, 2700 autour de l’axe longitudinal X-X. Différents éléments de chauffage 9 peuvent donc être prévus sur la surface de l’aube 2000, 2700 en étant de préférence répartis avec une densité différente selon leur position au sein de l’aube 2000, 2700. La densité des éléments de chauffage 9 correspond ici au nombre d’éléments de chauffage 9 par unité d’espace, cette unité pouvant être surfacique ou volumique. Ainsi, dans le cas avantageux où les éléments de chauffage 9 sont répartis avec une densité supérieure au niveau du pied 5 de l’aube 2000, 2700 qu’au niveau de la tête 50 de l’aube 2000, 2700, cela signifie que le nombre d’éléments de chauffage par unité de surface et/ou de volume est supérieur dans une région située au niveau du pied 5 de l’aube 2000, 2700 que dans une région située au niveau de la tête 50 de l’aube 2000, 2700, comme par exemple visible sur la figure 6.
Procédé de fabrication
En référence à la figure 7, un procédé E de fabrication d’une aube 2000, 2700 pour moteur 2 telle que précédemment décrite, comprend généralement la réalisation E1 du renfort fibreux, la fixation E2 de l’élément de chauffage 9 sur le renfort fibreux et la solidification E3 de la matrice. Une manière de réaliser ce procédé E de fabrication consiste à utiliser un procédé d’injection sous vide de résine appelé procédé RTM (pour « Resin Transfer Molding » dans la terminologie anglo-saxonne) ou encore VÀRTM (pour « Vacuum Assisted Resin Transfer Molding » dans la terminologie anglo-saxonne). Ce procédé consiste en général à préparer une préforme fibreuse par tissage en trois dimensions puis à disposer cette préforme dans un moule et d’y injecter une résine polymérisable telle qu’une résine époxy, qui est la matrice qui va imprégner la préforme, en maintenant éventuellement une pression réduite au cours de l’imprégnation (dans le cas du VÀRTM). Après polymérisation et durcissement de la pale 4, et plus précisément de la peau en matériau composite à matrice organique 400 le cas échéant, c’est-à-dire après solidification E3 de la matrice, le bord d’attaque 44 de la pale 4 est renforcé par le bouclier 8, de préférence métallique, lequel est rapporté et fixé, par exemple par collage. La polymérisation est une forme de solidification E3 de la matrice, comme l’est également le thermodurcissage. Ainsi, la solidification E3 de la matrice peut nécessiter ou non l’apport de chaleur extérieure. Le cas échéant, le procédé E de fabrication comprend une étape de cuisson. Bien entendu, d’autres procédés de solidification E3 de la matrice sont envisageables, lesquels dépendent notamment de la composition de la matrice.
L’élément de chauffage 9 peut typiquement être rapporté et fixé E3 sur le renfort fibreux au sein du moule, typiquement par collage, avant que la matrice ne soit injectée, de sorte à ce que celle-ci puisse imprégner à la fois le renfort fibreux et l’élément de chauffage 9. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisque l’élément de chauffage 9 peut également être rapporté et fixé sur le renfort fibreux après que ce-dernier a été imprégné par la matrice, l’élément de chauffage 9 étant ensuite imprégné par la matrice avant sa solidification E3. Avantageusement, la position de l’élément de chauffage 9 sur le renfort fibreux peut être contrôlée au moyen d’un laser.
Dans ce qui a été décrit précédemment, l’élément de chauffage 9 et le renfort fibreux sont imprégnés par la matrice dans le moule. Ceci n’est toutefois pas limitatif, puisqu’il est également possible de pré-imprégner l’élément de chauffage 9 et/ou le renfort fibreux avec la matrice, puis de rapporter et fixer l’élément de chauffage 9 sur le renfort fibreux, avant solidification E3 de la matrice.
Une fois la matrice solidifiée, il est possible de prévoir une étape d’usinage de l’aube 2000, 2700 pour lui conférer le profil aérodynamique souhaité, et ce avant d’y rapporter et d’y fixer le bouclier 8 au niveau du bord d’attaque 44.
La fabrication du longeron 6 peut, quant à elle, faire intervenir plusieurs procédés spécifiques comme par exemple l’usinage, la forge, le formage, la fonderie ou encore la fabrication additive (impression 3D). Le cas échéant, le longeron 6 et la pièce de remplissage 7 sont insérés au sein de la structure en matériau composite avant l’étape de solidification E3 de la matrice, typiquement par cuisson.
Des étapes de contrôle de l’aube 2000, 2700 peuvent être prévus afin d’en vérifier la tenue mécanique avant de la fixer au moyeu 2001 , 2701.
Avantages obtenus
En noyant l’élément de chauffage 9 dans la matrice de la structure en matériau composite de l’aube 2000, 2700, divers avantages sont obtenus.
Tout d’abord, cela dispense d’utiliser un tapis chauffant rapporté et fixé sur une partie de la surface externe de l’aube, typiquement entre l’aube et le bouclier de protection rapporté et fixé sur le bord d’attaque de l’aube. Se défaire d’un tel tapis chauffant permet d’obtenir une aube qui ne présente pas de surépaisseur, laquelle serait susceptible de pénaliser les propriétés aérodynamiques de l’aube ou de limiter la possibilité de faire usage du bouclier de protection, puisque l’adhérence au niveau de la surépaisseur serait plus faible. Et un agencement dégradé du bouclier de protection compromettrait la tenue mécanique de l’aube, surtout en cas d’impact d’un corps étranger. En outre, l’élément de chauffage est moins sensible à la corrosion que ne le serait le tapis chauffant. Enfin, le procédé de fabrication de l’aube est plus simple et moins coûteux que de rapporter et fixer un tapis chauffant, car il est plus facilement répétable à grande échelle.
Ensuite, cela dispense de réchauffer l’aube à l’aide d’air chaud prélevé dans le moteur. Se défaire d’un système de dégivrage par prélèvement d’air chaud permet de réduire la complexité et la masse du moteur, qui ne comprend alors plus les conduits d’acheminement de l’air chaud depuis le moteur vers les pièces à dégivrer. En outre, cela permet de réduire la complexité de fabrication des aubes, qui ne doivent plus comprendre des conduits d’acheminement internes pour recevoir l’air chaud.
Enfin, cela dispense de prévoir que l’aube est déformable sous la pression interne d’un fluide pour rompre la glace accumulée au niveau d’une surface externe de l’aube, comme pour un bord d’attaque d’une aile d’aéronef. De telles modifications géométriques de l’aube seraient en effet trop pénalisantes pour l’efficacité du moteur.
Bien qu’il ait été décrit un élément de chauffage rapporté sur une aube pour moteur d’aéronef, ceci n’est toutefois pas limitatif. En effet, un aéronef peut également comprendre d’autres pièces comprenant une structure en matériau composite, lesquelles peuvent également intégrer un élément de chauffage, un élément de connexion électrique et/ou une gaine électriquement isolante tels que précédemment décrits. De telles pièces peuvent être des parties du fuselage de l’aéronef ou de la nacelle. En outre, de telles pièces en matériau composite peuvent être fabriquées selon le procédé de fabrication précédemment décrit.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Pièce d’aéronef comprenant : une structure en matériau composite comprenant un renfort fibreux noyé dans une matrice ; une pluralité d’éléments de chauffage (9) répartis avec une densité différente selon leur position au sein de la pièce, chaque élément de chauffage (9) étant configuré pour chauffer la pièce et étant noyé dans la matrice de la structure en matériau composite.
2. Pièce selon la revendication 1 , dans laquelle chaque élément de chauffage (9) est distinct du renfort fibreux.
3. Pièce selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle chaque élément de chauffage (9) comprend : un support (90) perméable à la matrice ; et un organe chauffant (92) configuré pour chauffer la pièce.
4. Pièce selon la revendication 3, dans laquelle l’organe chauffant (92) comprend une portion électriquement conductrice (920), le support (90) étant configuré pour isoler électriquement la portion électriquement conductrice (920) du renfort fibreux.
5. Pièce selon la revendication 4, comprenant en outre : un élément de connexion électrique (94) configuré pour relier électriquement la portion électriquement conductrice (920) à une source d’alimentation électrique (96) ; et une gaine (98) électriquement isolante recevant l’élément de connexion électrique (94) de sorte à isoler électriquement l’élément de connexion électrique (94) du renfort fibreux.
6. Pièce selon l’une des revendications 3 à 5, dans laquelle le support (90) comprend une première couche (901 ) et une deuxième couche (902), l’organe chauffant (92) étant positionné entre la première couche (901 ) et la deuxième couche (902).
7. Pièce selon la revendication 6, dans laquelle au moins une de la première couche (901 ) et de la deuxième couche (902) comprend une portion tissée et/ou une portion tricotée.
8. Pièce selon l’une des revendications 6 et 7, dans laquelle au moins une de la première couche (901 ) et de la deuxième couche (902) comprend un tissu en maille jetée.
9. Pièce selon l’une des revendications 1 à 8, dans laquelle la pièce est une aube (2000, 2700) pour moteur (2) d’aéronef, l’aube (2000, 2700) comprenant une pluralité d’éléments de chauffage (9) répartis avec une densité différente selon leur position au sein de l’aube (2000, 2700), avec une densité supérieure au niveau du pied (5) de l’aube (2000, 2700) qu’au niveau de la tête (50) de l’aube (2000, 2700).
10. Soufflante (20) comprenant un moyeu (2001 ) et une pluralité d’aubes (2000) selon la revendication 9 s’étendant radialement à partir du moyeu (2001 ).
11. Procédé de fabrication d’une pièce selon l’une des revendications 1 à 9, comprenant les étapes de : réalisation (E1 ) du renfort fibreux ; fixation (E2) des éléments de chauffage (9) sur le renfort fibreux ; puis solidification (E3) de la matrice.
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