WO2023203293A1 - Procede de fabrication d'une aube en materiau composite - Google Patents

Procede de fabrication d'une aube en materiau composite Download PDF

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WO2023203293A1
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blade
fibrous
fibers
manufacturing
resin
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PCT/FR2023/050516
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Naoufel BEN SALEM
Foucault DE FRANCQUEVILLE
Rémi Roland Robert MERCIER
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Safran
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
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    • B29L2031/3076—Aircrafts

Definitions

  • TITLE METHOD FOR MANUFACTURING A COMPOSITE MATERIAL BLADE
  • the present invention relates to the general field of manufacturing blades for turbomachines, in particular aircraft.
  • the state of the art includes in particular documents GB-A-1302857, EP-A1 -3542999 and US-A1 -4626172.
  • Turbomachines are known, in particular double-flow turbomachines, comprising a fan arranged upstream of a gas generator according to the circulation of gases in the turbomachine.
  • the gas generator is housed in an internal annular casing while the fan is housed in an external annular casing generally attached to a nacelle.
  • the blower generates a primary flow or hot flow circulating in a primary vein passing through the gas generator, and a secondary flow or cold flow circulating in a secondary vein around the gas generator.
  • the fan comprises fan blades each with a free end facing the outer casing so as to compress an incident air flow at least in the secondary vein and, preferably, also in the primary vein.
  • a turbomachine blade typically comprises a blade which has an aerodynamic shape.
  • the blade comprises an intrados face and an extrados face connected together by a leading edge and a trailing edge of the blade.
  • the blades can be metallic or made of composite material, such as a composite material with an organic matrix, in particular to reduce their mass.
  • a conventionally used composite material comprises a fibrous preform embedded in a polymer resin.
  • the fibrous preform can be resulting from three-dimensional (3D) weaving or can be obtained by stacking (or otherwise said by draping) and superposition of several layers/folds of fibers (for example in the form of strips or ribbons).
  • the resin can be injected into the fibrous preform or the fibrous preform can be previously impregnated with the resin (also referred to as “pre-impregnated” or “prepreg” in English).
  • the stacking of the layers of fibers can be carried out manually or automatically by a suitable machine, in particular according to the AFP technique (English acronym for “Automated Fiber Laying” for automated fiber laying), the ATL technique (English acronym for “Automated Tape Laying” for automated tape laying) or the P&P technique (English acronym for “Pick&Place” for capture and positioning system).
  • AFP English acronym for “Automated Fiber Laying” for automated fiber laying
  • ATL technique English acronym for “Automated Tape Laying” for automated tape laying
  • P&P technique English acronym for “Pick&Place” for capture and positioning system
  • a method of manufacturing blades made of composite material is to produce an intrados skin from a first fibrous preform to form the intrados of the blade, then to produce an extrados skin from a second fibrous preform to form the extrados of the blade.
  • the first and second fibrous preforms are obtained by successive stacking of several layers of fibers. Then, the opposite ends of the intrados and extrados skins are fixed together to form the leading edge and the trailing edge of the blade after densification with a polymer resin in order to obtain the final blade.
  • Another method of manufacturing composite material blades is to stack the plies of fibers to produce a fibrous preform forming a skin intended to form from the lower surface to the upper surface of the blade. Then, the opposite ends of the skin are fixed together. For example, fixing the ends of the skin(s) can be carried out by gluing or directly by polymerization of the resin during densification.
  • the stack of layers of fibers can be made in the form of a spar on a reinforcing support (such as a mandrel).
  • a reinforcing support such as a mandrel
  • the aerodynamic shape of the blade i.e. a twisted shape
  • the use of a reinforcing support that can be fissible or removable is not reliable, particularly during a shaping step (also referred to as “forming”) of the spar. Indeed, the fissible or removable support does not make it possible to resist a compaction pressure exerted locally on the reinforcing support by a deposition head of the AFP technique.
  • certain areas of the blade blade can be thin (for example with direct contact between the intrados and extrados skins to form in particular the trailing edge) to accommodate the reinforcing support.
  • the absence of a reinforcing support i.e. in a vacuum
  • the blade can prevent the blade from being produced by stacking plies, in particular using an automated machine such as the AFP technique. .
  • the present invention proposes a simple, effective and economical solution to this problem.
  • the invention proposes a method of manufacturing a composite material blade for an aircraft turbomachine, the blade comprising a blade having an intrados and an extrados connected together by a leading edge and a trailing edge, the process comprising the following steps: (a) successively stacking several layers of fibers to form a fibrous blank,
  • the fibrous blank comprises first and second portions connected together continuously in step (a).
  • step (b) comprises folding the fibrous blank along a line extending between said first and second portions so as to form, on either side of the folding line, said intrados and extrados skins.
  • the leading edge, or alternatively the trailing edge, of the blade is located at and along this folding line, and the edges of the intrados and extrados skins, opposite this folding line, being joined to form the leading edge, or alternatively the trailing edge, of the blade.
  • the method according to the invention makes it possible to simplify and optimize the manufacture of a blade made of composite material by the technique of stacking layers of fibers.
  • step (a) of the method makes it possible to stack the layers of fibers to form a fibrous blank with continuous fibers.
  • Step (b) of folding this fibrous blank along a folding line makes it possible to bring together the intrados and extrados skins of the fibrous preform and form the leading edge, or alternatively the trailing edge, of the blade blade at this fold line.
  • the fold line thus makes it possible to form a robust connection zone between the intrados and extrados skins, since this connection zone is formed by continuous fibers.
  • the composite material blade produced by such a process has a strong connection, particularly at the leading edge and/or the trailing edge, so as to reinforce the mechanical strength of the blade particularly in the event of impacts. or impact of a foreign body during operation.
  • the fibrous blank and/or the fibrous preform are formed on a surface of a support which is planar, U-curved or V-curved, in which said surface of the support further comprises a projecting portion in U or V shape and configured to define said fold line.
  • the method comprises, in step (a), a step (i) of preforming at least part of the fibrous blank formed on said U- or V-shaped projecting portion of the support.
  • This preforming step (i) makes it possible to directly preform a so-called connection zone on the fibrous blank at the fold line, in particular before folding the fibrous blank in step (b). In this way, the folding of the fibrous blank is facilitated and the dimensions of the connection zone between the intrados and extrados skins are better controlled. Consequently, the mechanical strength of the composite material blade is reinforced (particularly at the leading edge and/or the trailing edge).
  • a turbomachine blade may be ducted, as is the case with a fan for example, or may be non-ducted, as is the case with a propeller of an open type architecture. -rotor for example.
  • the manufacturing process according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other: - in step (a) or (b), the fibrous blank has a generally flat and/or curved U or V shape;
  • step (a) is carried out manually or by a machine
  • step (d) comprises impregnation of the fibrous preform with the resin and polymerization of the resin by heat treatment;
  • the resin is injected into the fibrous preform before step (d), or the fibrous blank is previously impregnated with the resin;
  • the resin is thermosetting, and is for example an epoxy resin
  • the resin is thermoplastic, and for example a polyether-ether-ketone resin, polyaryletherketone or poly-ether-imide;
  • the reinforcing insert comprises a step (c) of adding at least one reinforcing insert in an internal space delimited by the intrados and extrados skins of the fibrous preform, for example the reinforcing insert is made of foam, cellular material or made of composite material.
  • step (b) is a step of forming the fibrous blank
  • step (b) the folding of the fibrous blank is carried out by compaction, for example with a pressure of between 300 and 800 Pascal;
  • step (b) the folding of the fibrous blank is carried out by compaction with a depression, for example between -300 and -900 mBar (namely - 30000 and -90000 Pascal);
  • - step ( b) is carried out at a predetermined temperature which can be variable depending on the resin chosen, for example the predetermined temperature is between 30°C and 100°C particularly in the case of layers of fibers pre-impregnated with a thermosetting resin ;
  • the method comprises a step (i) of preforming at least part of the fibrous blank formed on said projecting portion;
  • step (i) is carried out during step (a);
  • the fiber layers each comprise glass fibers, carbon fibers, aramid fibers, polyamide fibers, ceramic fibers, metal fibers, oxide fibers, or a mixture of at least two of these fibers;
  • the reinforcing insert comprises a sealing envelope coating the cellular material;
  • the cellular material of the reinforcing insert is chosen from a polymer foam, an aluminum foam, a metal nida and/or an aramid polymer;
  • the reinforcing insert can be made by additive manufacturing
  • the reinforcing insert can be made in a thermoplastic structure.
  • the invention also relates to a composite material blade for an aircraft turbomachine, produced by a manufacturing process as described in the above.
  • FIG. 1 is a half schematic view in axial section of an aircraft turbomachine:
  • FIG. 2 is a schematic perspective view of a blade of the turbomachine of Figure 1;
  • FIG. 3 is a block diagram of a manufacturing process according to the invention, of the blade of Figure 2 made of composite material;
  • FIG. 4a is a schematic sectional view of a fibrous blank obtained by the manufacturing process of the invention.
  • Figure 4b is a schematic sectional view of the fibrous blank of Figure 4a folded
  • FIG. 5 is a schematic sectional view of a fibrous preform obtained by the manufacturing process of the invention.
  • FIG. 6 is a schematic view of part of the steps of the manufacturing process of Figure 3 according to a first mode of embodiment, in which the method uses a support of generally flat shape;
  • Figure 7a is a schematic view of the support of generally flat shape of Figure 6, comprising a projecting portion according to a first variant
  • FIG. 7b is a schematic view of the support of generally flat shape of Figure 6, comprising a projecting portion according to a second variant;
  • FIG. 8 is a schematic view of part of the steps of the manufacturing process of Figure 3 according to a second embodiment, in which the process uses a support of generally curved shape;
  • Figure 9a is a schematic view of the support of generally curved shape of Figure 8, comprising a projecting portion according to a first variant
  • Figure 9b is a schematic view of the support of generally curved shape of Figure 8, comprising a projecting portion according to a second variant;
  • FIG. 10 is a schematic view of part of the steps of the manufacturing process of Figure 3 according to another embodiment
  • FIG. 11 a is a schematic view in axial section of a fibrous preform comprising a reinforcing insert according to a first variant
  • FIG. 11 b is a schematic view in axial section of a fibrous preform comprising a reinforcing insert according to a second variant.
  • a structural element extending along the longitudinal axis has an interior face facing the longitudinal axis and an exterior surface, opposite its interior surface.
  • turbomachine 1 of the streamlined type, in particular for an aircraft, is for example shown in Figure 1.
  • the turbomachine 1 can be a turbojet or turboprop.
  • the turbomachine 1 extends around a longitudinal axis X. It comprises from upstream to downstream in the direction of gas flow F along the longitudinal axis a low pressure compressor 1b and a high pressure compressor 1c, a combustion chamber 1d, at least one turbine 1e such as a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a nozzle (not shown).
  • the turbomachine 1 also includes a rectifier 1f.
  • the rectifier 1f makes it possible to straighten the flow at the outlet of a rotor located upstream in order to provide maximum thrust at the outlet of the turbomachine 1.
  • the rectifier 1f is located downstream of the blower 1 a and makes it possible to straighten a secondary flow F2.
  • the blower 1a allows the suction of an air flow divided into a primary flow F1 and a secondary flow F2.
  • the primary flow F1 passes through a primary vein of the turbomachine 1 while the secondary flow F2 is directed towards a secondary vein surrounding the primary vein.
  • the primary flow F1 is compressed within the low pressure compressor 1b then the high pressure compressor 1c.
  • the compressed air is then mixed with a fuel and burned within the combustion chamber 1d.
  • the gases formed by the combustion pass through the high pressure turbine and the turbine low pressure.
  • the gases finally escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • the secondary flow F2 passes through the rectifier 1f which accelerates the circulation speed of the secondary flow F2 to generate propulsion.
  • the fan 1a, the low pressure compressor 1b, the high pressure compressor 1c, the high pressure and/or low pressure turbine 1e, and the rectifier 1f comprise blades 2.
  • the blades 2 can be movable (for example the blade of Figure 2) in rotation around the longitudinal axis
  • the subject of the invention is the manufacture of a blade made of composite material for a turbomachine, in particular for an aircraft.
  • the blade of the invention will be described in the context of its application to the fan 1a of the turbomachine 1 of FIG. 1.
  • the invention is however not limited to a fan blade of a ducted turbomachine, and can also be applied to other types of blades made of composite material (such as fixed or mobile blades of low pressure compressors 1 b and high pressure 1c, high pressure and low pressure turbines of the turbomachine 1).
  • the invention can be applied to a propeller of a non-ducted turbomachine (for example an open-rotor type architecture).
  • each blade 2 extends, on the one hand, along a longitudinal axis A (arranged horizontally in Figure 2), and on the other hand, along an axis of elongation B (arranged vertically on Figure 2).
  • This axis A is substantially perpendicular to the axis B.
  • the axis A is substantially parallel to the axis X of the turbomachine 1.
  • the blade 2 comprises a blade 20.
  • the blade 20 comprises an intrados 21 and an extrados 22 connected together by a leading edge 23 and a trailing edge 24.
  • the blade 20 can have an aerodynamic profile to form the aerodynamic part of the blade 2.
  • the blade 20 can have a profile curved of variable thickness between its leading edge 23 and its trailing edge 24.
  • the blade 20 may comprise a first longitudinal end connected to a foot 26 of the blade 2 and a second longitudinal end opposite the first longitudinal end. The second longitudinal end is free and configured to form a tip 25 (or a head) of the blade.
  • the blade 2 may also include a reinforcement or shield 3 for protection of the leading edge 23, in the form of a metallic foil.
  • the shield 3 extends in height (relative to axis A) and over a portion in length (relative to axis B) of the intrados face 21 and the extrados face 22 from the leading edge 23 of blade 20.
  • a composite material blade can be produced by stacking layers of fibers.
  • Figure 3 represents a block diagram of an exemplary embodiment of the method of the invention.
  • the manufacturing process of the blade 2 can comprise the following steps:
  • the fibrous blank 200 of step (a) comprises a first portion 204 and second portion 206 connected together continuously.
  • the first 204 and second 206 portions are formed integrally with continuous fibers. This makes it possible to reinforce the mechanical strength of the blade, particularly at the level of the leading edge 23 and/or trailing edge 24 in the event of shock or impact from a foreign body during operation.
  • the layers of fibers 202 include glass fibers, carbon fibers, aramid fibers, polyamide fibers, ceramic fibers, metal fibers, oxide fibers, or a mixture of 'at least two of these fibers.
  • the layers of fibers 202 can be pre-impregnated with resin or be in a raw state (or so-called other dry fibers).
  • fibers in the raw state or “dry fibers” is meant the layers of fibers 202 comprising fibers not previously impregnated with resin.
  • the fiber layers 202 may include a binder (also referred to as “binder”).
  • a binder also referred to as “binder”.
  • the fibrous blank 200 has a generally flat shape.
  • the fibrous blank 200 may have a generally curved shape, in particular U or V (figure 8).
  • the curved shape of the fibrous blank 200 makes it possible in particular to facilitate the formation of a folding line P in step (b) which is described below.
  • step (b) comprises folding the fibrous blank 200 along the so-called folding line P ( Figures 4b).
  • This line P can be substantially parallel to the axis A.
  • the folding line P extends between the first 204 and second 206 portions so as to form, on either side of this folding line P, intrados skins 222 and extrados 224 of the fibrous preform 220 ( Figure 5).
  • the first 204 and second 206 portions are notably folded together to join the intrados 222 and extrados 224 skins together.
  • the first portion 204 can be configured to form the intrados skin 222 and the second portion 206 can be configured to form the extrados skin 224 of the fibrous preform 220.
  • the fibrous preform 220 of step (b) therefore comprises the intrados skin 222 intended to form the intrados 21, and the extrados skin 224 intended to form the upper surface 22 of the blade 20.
  • the upper surface 222 and upper surface 224 skins are joined together, in particular along the folding line P.
  • the leading edge 23, or the trailing edge 24, is located at and along this folding line P.
  • the intrados skin 222 may comprise a first edge 226 opposite the folding line P (in particular radially relative to the line P).
  • the extrados skin 224 may include a second edge 228 opposite the folding line P.
  • first 226 and second 228 edges are joined to form the leading edge 23 located on the folding line P.
  • step (a) of the process can be carried out manually or by a machine 4.
  • the machine 4 can be automated or mechanized.
  • step (a) can be carried out by an automated machine 4 in particular using the AFP, ATL or P&P technique.
  • Step (b) of shaping (or in other words forming) of the fibrous blank 200 can be carried out at a predetermined temperature, called forming.
  • This forming temperature can be low, is between 30°C and 100°C for example in the case of a layer of fibers 202 pre-impregnated with a thermosetting resin.
  • the forming temperature may vary depending on the curing resin used.
  • a heating system for example an oven
  • step (b) can be used in step (b) to shape the fibrous blank by heating.
  • step (b) can be carried out by compaction at a predetermined pressure and/or at a predetermined depression.
  • the compaction of the fibrous blank 200 is carried out at a depression which can be between -300 and -900 mBar, for example in the case of a layer of fibers 202 pre-impregnated with resin.
  • Compaction pressure or vacuum may vary depending on the resin material. Pressure may be applied additionally or alternatively to vacuum. In this case, the compaction pressure can be between 1 and 10 Bar, for example in the case of a layer of fibers 202 pre-impregnated with resin.
  • Step (b) can be carried out in an oven, an autoclave, a press or any other tool suitable for folding the fibrous blank 200.
  • the intrados 222 and extrados 224 skins of the fibrous preform 220 formed are joined together by the first and second edges 226, 228 forming the leading edge 23 (in the example of Figure 5) or the trailing edge 24.
  • Figures 6, 8 and 10 illustrate, respectively, a first mode, a second mode and a third embodiment of the blade 2.
  • step (a) is carried out by the machine 4, in particular of the AFP type.
  • the machine 4 includes a head 40, called draping or stacking head, and a first support 42 called stacking.
  • the head 40 makes it possible to successively deposit several layers of fibers superimposed on each other, in particular on a first surface 44 of the first support 42.
  • the first surface 44 is flat.
  • the fibrous blank 200 obtained at the end of this step (a) has a planar shape.
  • the first surface 44 of the first support 42 is curved in particular in a U or V (figure 8) to define the fibrous blank 200 with a curved U or V shape (figure 8).
  • the first surface 44 may comprise a first projecting portion 46.
  • This first projecting portion 46 makes it possible to define the folding line P.
  • the first projecting portion 46 can be configured to form the leading edge 23 and/or the trailing edge 21 of the blade 20.
  • the first projecting portion 46 can have a general U shape (FIG. 7a) or V-shaped (figure 7b).
  • the fibrous blank 200 can be mounted on a second surface 50 of a second so-called forming support 5.
  • the second surface 50 is flat.
  • the second surface 50 of the second support 5 is curved in particular in a U or V shape ( Figure 8).
  • the second surface 50 may comprise a second projecting portion 52.
  • This second projecting portion 52 makes it possible to define the folding line P.
  • the second projecting portion 52 can be configured to form the leading edge 23 and/or the trailing edge 21 of the blade 20.
  • the second projecting portion 52 can have a general U shape (FIG. 7a) or V-shaped (figure 7b).
  • a single and same support 42.5 can be used to carry out both steps (a) and (b), or on the contrary two different supports 42.5 can be used to carry out steps (a) and (b) of the process of the invention.
  • the fibrous preform 220 comprises intrados 222 and extrados 224 skins joined together.
  • the second embodiment illustrated in Figure 8 is distinguished from the method of the first embodiment of Figure 6 by the first 42 and second 5 supports.
  • the first 44 and second 50 surfaces of the supports 42, 5 have a general V-curved shape.
  • the fibrous blank 200 obtained in step (a) has a V-curved shape.
  • the machine 4 may further comprise a holding member 48 (for example a cylindrical plate).
  • This holding member 48 makes it possible in particular to support the curved V shape of the first surface 44 of the first support 42.
  • the first 44 surface of the first support 42 of the second embodiment may comprise the first projecting portion 46 ( Figures 9a and 9b).
  • the second 50 surface of the second support 5 of the second embodiment can understand the second projecting portion 52 ( Figures 9b and 9b).
  • the first 46 and second 52 projecting portions make it possible to define the folding line P and also in particular the leading edge 23, or the trailing edge 21, of the blade 20.
  • the first 46 and second 52 projecting portions of the second embodiment can each have a general U ( Figure 9a) or V ( Figure 9b) shape.
  • first 44 and second 50 surfaces, respectively, of the first 42 and second 5 supports are each U-curved to define the fibrous blank 200 with a U-curved shape.
  • These first 44 and second 50 U-shaped curved surfaces may comprise first 46 and second 52 projecting portions, as described with reference to the first and second embodiments of the invention.
  • the method of the invention may comprise a step (i) of preforming at least part of the fibrous blank 200 formed on the first 46 or second portion 52 projecting from the support 42, 5 for example in the shape of a U or V.
  • This step (i) can be carried out during or after step (a).
  • the dimensions (shape, size, thickness, etc.) of the connection zone of the intrados 222 and extrados 224 skins, at the level of the folding line P are better controlled.
  • Figure 10 illustrates step (i) of preforming after step (a) of stacking the layers of fibers 202 and before folding the fibrous blank 200 in step ( b).
  • the fibrous blank 200 thus comprises a middle portion 205 between the first 204 and second 206 portions.
  • This middle portion 205 is located at the level of the folding line P, and configured to form the leading edge 23, or the trailing edge 24, of the blade 20.
  • the U or V shape of the projecting portion 46, 52 of the support 42, 5 makes it possible in particular to compact the middle portion 205 to form a so-called intermediate fibrous preform 225.
  • the first 204 and second 206 portions of the fibrous blank 200 extend on either side of this intermediate preform 225.
  • step (b) the first 204 and second 206 portions are folded together to form the fibrous preform 220.
  • Step (d) of densification of the process may include the polymerization of the resin by heat treatment (or in other words the hardening of the resin into a polymer matrix).
  • the fibrous preform 220 can be previously impregnated with the resin, in particular in step (a) and/or in step (i), during the production of the fibrous blank 200, 201, 203.
  • the head 40 of the machine 4 deposits wicks in the form of a mixture of fibers and resin in layers superimposed on each other and form the pre-impregnated fibrous blank.
  • step (d) can be carried out in an autoclave, by the technique of resin injection molding which is similar to the resin of the prepreg fiber layers “SQRTM” (English acronym for “Same Qualified Resin Transfer Molding >>) or any other technique allowing polymerization of a fibrous preform with a controlled geometry.
  • SQRTM Standard acronym for “Same Qualified Resin Transfer Molding >>
  • step (d) of densification of the process may include an injection of resin into the fibrous preform 220, and polymerization of the resin by heat treatment.
  • the fibrous preform 220 comprises layers of dry fibers 202.
  • the composite material blade can be produced using the liquid resin injection molding technique “RTM” (English acronym for “Resin Transfer Molding”).
  • RTM liquid resin injection molding technique
  • the fibrous preform 220 obtained in step (b) can be placed in a mold to be densified by a polymer matrix which consists of impregnating the fibrous preform 220 with an injected resin and polymerizing the latter to obtain the final dawn.
  • the resin can be injected into the fibrous preform 220 before or in step (d).
  • the resin may be thermosetting, such as an epoxy resin.
  • the resin may be thermoplastic, such as a polyether-ether-ketone resin, polyaryletherketone or poly-ether-imide.
  • the method of the invention may further comprise a step (c) of adding at least one reinforcing insert 232 in an internal space 230 delimited by the intrados 222 and extrados 224 skins of the fibrous preform 220. This insert allows in particular to hold the intrados and extrados skins in place during step (d) of densification of the fibrous preform.
  • the reinforcing insert 232 can be housed in the entire surface of the internal space 230 (figure 11 a). Alternatively, the reinforcing insert 232 can be positioned at a few predefined locations in the internal space 232 (figure 11 b).
  • the reinforcing insert 232 can be made of foam, cellular material or composite material.
  • the cellular material chosen from a polymer foam (for example polymethacrylic imide of the Rohacell® type), an aluminum foam, a metallic nida and/or an aramid polymer (for example of the Nomex type ®).
  • the reinforcing insert 230 may include a sealing envelope coating the cellular material. This makes it possible to protect the cellular material, particularly during step (d).
  • This sealing envelope can be made of composite material.
  • the reinforcing insert 230 can be produced by additive manufacturing.
  • the reinforcing insert 230 can be made in a thermoplastic structure that can be injected between the intrados 222 and extrados 224 skins.

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Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une aube en matériau composite, comportant les étapes suivantes : (a) empiler successivement plusieurs couches de fibres pour former une ébauche fibreuse (200) ayant des première et seconde portions reliées entre elles de façon continue, (b) mettre en forme l'ébauche fibreuse (200) par pliage le long d'une ligne (P) de façon à former, de part et d'autre de la ligne (P), des peaux intrados et extrados d'une préforme fibreuse (220) d'une pale d'aube; le bord d'attaque, ou alternativement le bord de fuite, de la pale étant situé au niveau et le long de cette ligne (P), et (d) densifier la préforme fibreuse (220) avec une résine pour former l'aube en matériau composite.

Description

DESCRIPTION
TITRE : PROCEDE DE FABRICATION D’UNE AUBE EN MATERIAU COMPOSITE
Domaine technique de l’invention
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication des aubes pour les turbomachines, en particulier d’aéronefs.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend notamment les documents GB-A-1302857, EP-A1 -3542999 et US-A1 -4626172.
Il est connu des turbomachines, en particulier des turbomachines à double flux, comportant une soufflante disposée en amont d’un générateur de gaz selon la circulation des gaz dans la turbomachine. Le générateur de gaz est logé dans un carter annulaire interne tandis que la soufflante est logée dans un carter annulaire extérieur solidaire généralement d’une nacelle. La soufflante génère un flux primaire ou flux chaud circulant dans une veine primaire traversant le générateur de gaz, et un flux secondaire ou flux froid circulant dans une veine secondaire autour du générateur de gaz.
La soufflante comprend des aubes de soufflante avec chacune une extrémité libre en regard du carter extérieur de manière à comprimer un flux d’air incident au moins dans la veine secondaire et, de préférence, également dans la veine primaire.
Une aube de turbomachine comprend typiquement une pale qui présente une forme aérodynamique. La pale comprend une face intrados et une face extrados reliées entre elles par un bord d’attaque et un bord de fuite de la pale. Les aubes peuvent être métalliques ou bien en matériau composite, tel qu’un matériau composite à matrice organique, notamment pour en diminuer la masse.
Un matériau composite classiquement utilisé comprend une préforme fibreuse noyée dans une résine polymérique. La préforme fibreuse peut être issue d’un tissage en trois dimensions (3D) ou peut être obtenue par empilement (ou dit autrement par drapage) et superposition de plusieurs couches/plis de fibres (par exemple sous forme de bandes ou rubans). La résine peut être injectée dans la préforme fibreuse ou bien la préforme fibreuse peut être préalablement imprégnée avec la résine (également désignée par « pré-imprégnée » ou « prepreg » en anglais).
L’empilement des couches de fibres peut être réalisé manuellement ou de manière automatique par une machine adaptée, notamment selon la technique AFP (acronyme anglais de « Automated Fiber Laying » pour pose de fibres automatisée), la technique ATL (acronyme anglais de « Automated Tape Laying » pour pose de rubans automatisée) ou la technique P&P (acronyme anglais de « Pick&Place » pour système de saisie et de positionnement).
Un procédé de fabrication des aubes en matériau composite est de réaliser une peau intrados à partir d’une première préforme fibreuse pour former l’intrados de la pale, puis de réaliser une peau extrados à partir d’une seconde préforme fibreuse pour former l’extrados de la pale. Les première et seconde préformes fibreuses sont obtenues par empilement successif de plusieurs couches de fibres. Puis, les extrémités opposées des peaux intrados et extrados sont fixées entre elles pour former le bord d’attaque et le bord de fuite de la pale après densification par une résine polymérique afin d’obtenir l’aube finale. Un autre procédé de fabrication des aubes en matériau composite est d’empiler les plis de fibres pour réaliser une préforme fibreuse formant une peau destinée à former de l’intrados jusqu’à l’extrados de la pale. Puis, les extrémités opposées de la peau sont fixées entre elles. Par exemple, la fixation des extrémités de peau(x) peut être réalisée par collage ou directement par polymérisation de la résine lors de la densification.
Une telle fixation des peaux intrados et extrados présente l’inconvénient d’être une liaison faible qui peut facilement fragiliser le bord d’attaque et le bord de fuite, notamment en cas de chocs ou d’impact d’un corps étranger en fonctionnement. Ceci peut dissuader souvent les concepteurs de réaliser les aubes en matériau composite par empilement de couches de fibres.
Afin de remédier à cet inconvénient, il peut être nécessaire de réaliser un empilement de couches avec des fibres continues pour former une liaison forte entre l’intrados et l’extrados de la pale d’aube.
Pour cela, l’empilement de couches de fibres peut être réalisé en forme de longeron sur un support de renfort (tel qu’un mandrin). Cependant, la forme aérodynamique de la pale (c’est-à-dire une forme vrillée) peut rendre complexe, voire impossible, le retrait du support de renfort disposé à l’intérieur du longeron. L’utilisation d’un support de renfort pouvant être fissible ou démontable, n’est pas fiable notamment lors d’une étape de mise en forme (également désignée par « formage ») du longeron. En effet, le support fissible ou démontable ne permet pas de résister à une pression de compactage exercée localement sur le support de renfort par une tête de dépôt de la technique AFP. De plus, certaines zones de la pale d’aube peuvent être fines (par exemple avec un contact direct entre les peaux intrados et extrados pour former notamment le bord de fuite) pour y loger le support de renfort. Or, l’absence de support de renfort (c’est-à-dire dans le vide) peut empêcher de réaliser l’aube par empilement de plis, notamment à l’aide d’une machine automatisée telle qu’avec la technique AFP.
Il existe donc un besoin pour optimiser la fabrication des aubes en matériau composite par empilement de couches de fibres, tout en assurant une bonne tenue mécanique des aubes aux impacts en fonctionnement.
Résumé de l’invention
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à ce problème.
L’invention propose un procédé de fabrication d’une aube en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, l’aube comportant une pale ayant un intrados et un extrados reliés entre eux par un bord d’attaque et un bord de fuite, le procédé comportant les étapes suivantes : (a) empiler successivement plusieurs couches de fibres pour former une ébauche fibreuse,
(b) mettre en forme ladite ébauche fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse de la pale, ladite préforme fibreuse comprenant une peau intrados et une peau extrados réunies entre elles et destinées à former, respectivement, l’intrados et l’extrados de la pale, et
(d) densifier ladite préforme fibreuse avec une résine pour former l’aube en matériau composite.
Selon l’invention, l’ébauche fibreuse comporte des première et seconde portions reliées entre elles de façon continue à l’étape (a). De plus, l’étape (b) comprend un pliage de l’ébauche fibreuse le long d’une ligne s’étendant entre lesdites première et seconde portions de façon à former, de part et d’autre de la ligne de pliage, lesdites peaux intrados et extrados.
Le bord d’attaque, ou alternativement le bord de fuite, de la pale est situé au niveau et le long de cette ligne de pliage, et des bords des peaux intrados et extrados, opposés à cette ligne de pliage, étant réunis pour former le bord d’attaque, ou alternativement le bord de fuite, de la pale.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. De manière générale, le procédé selon l’invention permet de simplifier et optimiser la fabrication d’une aube en matériau composite par la technique d’empilement de couches de fibres.
En particulier, l’étape (a) du procédé permet d’empiler les couches de fibres pour former une ébauche fibreuse avec des fibres continues. L’étape (b) de pliage de cette ébauche fibreuse le long d’une ligne de pliage permet de réunir les peaux intrados et extrados de la préforme fibreuse et former le bord d’attaque, ou alternativement le bord de fuite, de la pale d’aube au niveau de cette ligne de pliage. La ligne de pliage permet ainsi de former une zone de liaison robuste entre les peaux intrados et extrados, puisque cette zone de liaison est formée par des fibres continues.
Ainsi, l’aube en matériau composite réalisée par un tel procédé présente une liaison forte, notamment au niveau du bord d’attaque et/ou du bord de fuite, de façon à renforcer la tenue mécanique de l’aube particulièrement en cas de chocs ou d’impact d’un corps étranger en fonctionnement.
Selon l’invention, l’ébauche fibreuse et/ou la préforme fibreuse sont formées sur une surface d’un support qui est plane, incurvée en U ou incurvée en V, dans laquelle ladite surface du support comprend en outre une portion en saillie en forme de U ou V et configurée pour définir ladite ligne de pliage. Le procédé comprend, à l’étape (a), une étape (i) de préformage d’au moins une partie de l’ébauche fibreuse formée sur ladite portion en saillie en forme de U ou V du support.
Cette étape (i) de préformage permet de préformer directement une zone dite de liaison sur l’ébauche fibreuse au niveau de la ligne de pliage, notamment avant le pliage de l’ébauche fibreuse à l’étape (b). De cette façon, le pliage de l’ébauche fibreuse est facilité et les dimensions de la zone de liaison entre les peaux intrados et extrados sont mieux maîtrisées. Par conséquent, la tenue mécanique de l’aube en matériau composite est renforcée (notamment au niveau du bord d’attaque et/ou du bord de fuite).
Dans la présente demande, une aube de turbomachine peut-être carénée, comme c’est le cas d’une soufflante par exemple, ou peut être non carénée, comme c’est le cas d’une hélice d’une architecture du type open-rotor par exemple.
Le procédé de fabrication selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - à l’étape (a) ou (b), l’ébauche fibreuse présente une forme générale plane et/ou incurvée en U ou en V ;
- l’étape (a) est réalisée manuellement ou par une machine ;
- l’étape (d) comprend une imprégnation de la préforme fibreuse avec la résine et la polymérisation de la résine par traitement thermique ;
- la résine est injectée dans la préforme fibreuse avant l’étape (d), ou l’ébauche fibreuse est préalablement imprégnée avec la résine ;
- la résine est thermodurcissable, et est par exemple une résine époxy ;
- la résine est thermoplastique, et par exemple une résine polyéther-éther- cétone, le polyaryléthercétone ou le poly-éther-imide ;
- il comprend une étape (c) d’ajout d’au moins un insert de renfort dans un espace interne délimité par les peaux intrados et extrados de la préforme fibreuse, par exemple l’insert de renfort est en mousse, en matériau alvéolaire ou en matériau composite.
-- l’étape (b) est une étape de formage de l’ébauche fibreuse ;
- à l’étape (b), le pliage de l’ébauche fibreuse est réalisé par compaction, par exemple avec une pression comprise entre 300 et 800 Pascal ;
- à l’étape (b), le pliage de l’ébauche fibreuse est réalisé par compaction avec une dépression, par exemple comprise entre -300 et -900 mBar (à savoir - 30000 et -90000 Pascal) ;- l’étape (b) est réalisée à une température prédéterminée qui peut être variable en fonction de la résine choisie, par exemple la température prédéterminée est comprise entre 30°C et 100°C notamment dans le cas de couches de fibres pré-imprégnés d’une résine thermodurcissable;
- le procédé comprend une étape (i) de préformage d’au moins une partie de l’ébauche fibreuse formée sur ladite portion en saillie ;
- cette étape (i) est réalisée pendant l’étape (a) ;
- les couches de fibres comprennent chacune des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres de polyamide, des fibres céramique, des fibres métalliques, des fibres en oxyde, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres ; - I’insert de renfort comprend une enveloppe d’étanchéité enrobant le matériau alvéolaire ;
-- le matériau alvéolaire de I’insert de renfort est choisi parmi une mousse polymère, une mousse d’aluminium, un nida métallique et/ou un polymère d’aramide;
- I’insert de renfort peut être réalisé par fabrication additive ;
-- I’insert de renfort peut être réalisé dans une structure thermoplastique.
L’invention concerne également une aube en matériau composite pour une turbomachine d’aéronef, réalisée par un procédé de fabrication tel que décrit dans ce qui précède.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef :
- la figure 2 est une vue schématique en perspective d’une aube de la turbomachine de la figure 1 ;
- la figure 3 est un schéma en bloc d’un procédé de fabrication selon l’invention, de l’aube de la figure 2 réalisée en matériau composite ;
- la figure 4a est vue schématique en coupe d’une ébauche fibreuse obtenue par le procédé de fabrication de l’invention ;
- la figure 4b est une vue schématique en coupe de l’ébauche fibreuse de la figure 4a repliée ;
- la figure 5 est une vue schématique en coupe d’une préforme fibreuse obtenue par le procédé de fabrication de l’invention ;
- la figure 6 est une vue schématique d’une partie des étapes du procédé de fabrication de la figure 3 selon un premier mode de réalisation, dans lesquelles le procédé utilise un support de forme générale plane ;
- la figure 7a est une vue schématique du support de forme générale plane de la figure 6, comportant une portion en saillie selon une première variante ;
- la figure 7b est une vue schématique du support de forme générale plane de la figure 6, comportant une portion en saillie selon une seconde variante ;
- la figure 8 est une vue schématique d’une partie des étapes du procédé de fabrication de la figure 3 selon un second mode de réalisation, dans lesquelles le procédé utilise un support de forme générale incurvée ;
- la figure 9a est une vue schématique du support de forme générale incurvée de la figure 8, comportant une portion en saillie selon une première variante ;
- la figure 9b est une vue schématique du support de forme générale incurvée de la figure 8, comportant une portion en saillie selon une seconde variante ;
- la figure 10 est une vue schématique d’une partie des étapes du procédé de fabrication de la figure 3 selon un autre mode de réalisation ;
- la figure 11 a est une vue schématique en coupe axiale d’une préforme fibreuse comportant un insert de renfort selon une première variante ;
- la figure 11 b est une vue schématique en coupe axiale d’une préforme fibreuse comportant un insert de renfort selon une seconde variante.
Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures.
Description détaillée de l’invention
Par convention, dans la description ci-après, les termes « longitudinal » et « axial » qualifient l'orientation d'éléments structurels s'étendant selon la direction d’un axe longitudinal. Les termes « radial » ou « vertical » qualifient une orientation d'éléments structurels s'étendant selon une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal. Les termes « intérieur » et « extérieur », et « interne >> et « externe >> sont utilisés en référence à un positionnement par rapport à l’axe longitudinal. Ainsi, un élément structurel s'étendant selon l'axe longitudinal comporte une face intérieure tournée vers l'axe longitudinal et une surface extérieure, opposée à sa surface intérieure.
Une turbomachine 1 de type carénée, en particulier d’aéronef, est par exemple représentée sur la figure 1 . La turbomachine 1 peut être un turboréacteur ou turbopropulseur.
La turbomachine 1 s’étend autour d’un axe longitudinal X. Elle comprend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe longitudinal X, une soufflante 1 a, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 1 b et un compresseur haute pression 1c, une chambre de combustion 1d, au moins une turbine 1 e telle qu’une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère (non représentée).
La turbomachine 1 comprend par ailleurs un redresseur 1f. Le redresseur 1f permet de redresser le flux à la sortie d’un rotor situé en amont afin de fournir une poussée maximale à la sortie de la turbomachine 1. Sur l’exemple particulier de la figure 1 , le redresseur 1 f est situé en aval de la soufflante 1 a et permet de redresser un flux secondaire F2.
La soufflante 1 a permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire F1 et en flux secondaire F2. Le flux primaire F1 traverse une veine primaire de la turbomachine 1 tandis que le flux secondaire F2 est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 1 b puis du compresseur haute pression 1c. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion 1d. Les gaz formés par la combustion traversent la turbine haute pression et la turbine basse pression. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion. Le flux secondaire F2 traverse le redresseur 1f qui accélère la vitesse de circulation du flux secondaire F2 pour générer de la propulsion.
La soufflante 1 a, le compresseur basse pression 1 b, le compresseur haute pression 1c, la turbine 1e haute pression et/ou basse pression, et le redresseur 1f comprennent des aubes 2. Les aubes 2 peuvent être mobiles (par exemple l’aube de la figure 2) en rotation autour de l’axe longitudinal X, ou fixes (par exemple l’aube 2 appelées OGV pour « Outlet Guide Vane » du redresseur 1f de la figure 1 ) par rapport à l’axe X.
L’invention a pour objet une fabrication d’une aube réalisée en matériau composite pour une turbomachine, en particulier d’aéronef. Dans la description qui suit, l’aube de l’invention sera décrite dans le cadre de son application à la soufflante 1 a de la turbomachine 1 de la figure 1 .
L’invention n’est toutefois pas limitée à une aube de soufflante d’une turbomachine carénée, et peut être appliquée aussi à d’autres types d’aubes réalisées en matériau composite (telles que des aubes fixes ou mobiles des compresseurs basse pression 1 b et haute pression 1c, des turbines haute pression et basse pression de la turbomachine 1 ). L’invention peut s’appliquer à une hélice d’une turbomachine non-carénée (par exemple une architecture du type open-rotor).
En référence à la figure 2, chaque aube 2 s’étend, d’une part, suivant un axe longitudinal A (disposé horizontalement sur la figure 2), et d’autre part, suivant un axe d’allongement B (disposé verticalement sur la figure 2). Cet axe A est sensiblement perpendiculaire à l’axe B. L’axe A est sensiblement parallèle à l’axe X de la turbomachine 1 .
L’aube 2 comprend une pale 20. La pale 20 comprend un intrados 21 et un extrados 22 reliés entre eux par un bord d’attaque 23 et un bord de fuite 24. La pale 20 peut avoir un profil aérodynamique pour former la partie aérodynamique de l’aube 2. Pour cela, la pale 20 peut présenter un profil incurvé d’épaisseur variable entre son bord d’attaque 23 et son bord de fuite 24. La pale 20 peut comprendre une première extrémité longitudinale reliée à un pied 26 de l’aube 2 et une seconde extrémité longitudinale opposée à la première extrémité longitudinale. La seconde extrémité longitudinale est libre et configurée pour former un sommet 25 (ou une tête) d’aube.
L’aube 2 peut comprendre également un renfort ou bouclier 3 de protection du bord d’attaque 23, sous la forme d’un clinquant métallique. Sur l’exemple, le bouclier 3 s’étend en hauteur (par rapport à l’axe A) et sur une portion en longueur (par rapport à l’axe B) de la face intrados 21 et de la face extrados 22 depuis le bord d’attaque 23 de la pale 20.
Tel que décrit précédemment dans l’arrière-plan technique de l’invention, une aube en matériau composite peut être réalisée par empilement de couches de fibres.
Un procédé de fabrication selon l’invention de l’aube 2 va maintenant être décrit en référence aux figures 3 et 11 b.
La figure 3 représente un schéma en bloc d’un exemple de réalisation du procédé de l’invention.
De manière générale, le procédé de fabrication de l’aube 2 peut comprendre les étapes suivantes :
(a) empiler successivement plusieurs couches de fibres 202 pour former une ébauche fibreuse 200,
(b) mettre en forme cette ébauche fibreuse 200 pour obtenir une préforme fibreuse 220 de la pale 20, et
(d) densifier cette préforme fibreuse 220 avec une résine pour former l’aube 2 en matériau composite.
L’une des particularités de l’invention est que l’ébauche fibreuse 200 de l’étape (a) comporte une première portion 204 et seconde portion 206 reliées entre elles de façon continue. Dit autrement, les première 204 et seconde 206 portions sont formées de façon intégrale avec des fibres continues. Ceci permet de renforcer la tenue mécanique de l’aube, notamment au niveau du bord d’attaque 23 et/ou du bord de fuite 24 en cas de chocs ou d’impact d’un corps étranger en fonctionnement.
A titre d’exemple, les couches de fibres 202 comprennent des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres de polyamide, des fibres céramiques, des fibres métalliques, des fibres en oxyde, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres.
Les couches de fibres 202 peuvent être pré-imprégnées de résine ou être dans un état brut (ou dit autre des fibres sèches). On entend par « fibres à l’état brut » ou « fibres sèches », les couches de fibres 202 comportant des fibres non imprégnées préalablement de résine.
Les couches de fibres 202 peuvent comprendre un liant (également désigné par le terme « binder » en anglais).
Sur l’exemple de la figure 4a, l’ébauche fibreuse 200 présente une forme générale plane. En variante, l’ébauche fibreuse 200 peut avoir une forme générale incurvée notamment en U ou en V (figure 8). La forme incurvée de l’ébauche fibreuse 200 permet notamment de faciliter la formation d’une ligne P de pliage à l’étape (b) qui est décrite ci-dessous.
En particulier, l’étape (b) comprend un pliage de l’ébauche fibreuse 200 le long de la ligne P dite de pliage (figures 4b). Cette ligne P peut être sensiblement parallèle à l’axe A. La ligne P de pliage s’étend entre les première 204 et seconde 206 portions de façon à former, de part et d’autre cette ligne P de pliage, des peaux intrados 222 et extrados 224 de la préforme fibreuse 220 (figure 5).
Tel qu’illustré sur les exemples des figures 4b et 5, les première 204 et seconde 206 portions sont notamment repliées entre elles pour réunir les peaux intrados 222 et extrados 224 entre elles. La première portion 204 peut être configurée pour former la peau intrados 222 et la seconde portion 206 peut être configurée pour former la peau extrados 224 de la préforme fibreuse 220.
En référence à la figure 5, la préforme fibreuse 220 de l’étape (b) comprend donc la peau intrados 222 destinée à former l’intrados 21 , et la peau extrados 224 destinées à former l’extrados 22 de la pale 20. Les peaux intrados 222 et extrados 224 sont réunies entre elles, notamment le long de la ligne P de pliage.
Le bord d’attaque 23, ou le bord de fuite 24, est situé au niveau et le long de cette ligne P de pliage.
La peau intrados 222 peut comprendre un premier bord 226 opposé à la ligne P de pliage (notamment radialement par rapport à la ligne P). La peau extrados 224 peut comprendre un second bord 228 opposé à la ligne P de pliage.
Sur l’exemple de la figure 5 et de façon non limitative, les premier 226 et second 228 bords sont réunis pour former le bord d’attaque 23 situé sur la ligne P de pliage.
Avantageusement, l’étape (a) du procédé peut être réalisée manuellement ou par une machine 4. La machine 4 peut être automatisée ou mécanisée. Par exemple, l’étape (a) peut être réalisée par une machine 4 automatisée notamment selon la technique AFP, ATL ou P&P.
L’étape (b) de mise en forme (ou dit autrement de formage) de l’ébauche fibreuse 200 peut être réalisée à une température, dite de formage, prédéterminée. Cette température de formage peut être basse, est comprise entre 30°C et 100°C par exemple dans le cas d’une couche de fibres 202 pré-imprégnée d’une résine thermodurcissable. La température de formage peut varier en fonction de la résine de polymérisation utilisée. Un système de chauffage (par exemple une étuve) peut être utilisé à l’étape (b) pour mettre en forme l’ébauche fibreuse par chauffage.
Le pliage de l’étape (b) peut être réalisé par compaction à une pression prédéterminée et/ou à une dépression prédéterminée. A titre d’exemple, la compaction de l’ébauche fibreuse 200 est réalisée à une dépression qui peut être comprise entre -300 et -900 mBar, par exemple dans le cas d’une couche de fibres 202 pré-imprégnées de résine.
La pression ou la dépression de la compaction peut varier en fonction du matériau de résine. Une pression peut être appliquée additionnellement ou alternativement à la dépression. Dans ce cas, la pression de la compaction peut être comprise entre 1 et 10 Bar, par exemple dans le cas d’une couche de fibres 202 préimprégnées de résine.
L’étape (b) peut être réalisée dans une étuve, un autoclave, une presse ou tout autre outillage adapté pour le pliage de l’ébauche fibreuse 200.
En fin d’étape (b) du procédé, les peaux intrados 222 et extrados 224 de la préforme fibreuse 220 formée sont réunies entre elles par les premier et second bords 226, 228 formant le bord d’attaque 23 (sur l’exemple de la figure 5) ou le bord de fuite 24.
Les figures 6, 8 et 10 illustrent, respectivement, un premier mode, un second mode et un troisième mode de réalisation de l’aube 2.
Dans le premier mode de réalisation du procédé de l’invention illustré sur la figure 6, l’étape (a) est réalisée par la machine 4, en particulier de type AFP. Pour cela, la machine 4 comprend une tête 40, dite de drapage ou d’empilement, et un premier support 42 dit d’empilement. La tête 40 permet de déposer successivement plusieurs couches de fibres superposées les unes sur les autres, notamment sur une première surface 44 du premier support 42. Sur l’exemple de la figure 6, la première surface 44 est plane. Ainsi, l’ébauche fibreuse 200 obtenue à la fin de cette étape (a), présente une forme plane.
En variante, la première surface 44 du premier support 42 est incurvée notamment en U ou en V (figure 8) pour définir l’ébauche fibreuse 200 avec une forme incurvée en U ou en V (figure 8).
Avantageusement, la première surface 44 peut comprendre une première portion en saillie 46. Cette première portion en saillie 46 permet de définir la ligne P de pliage. Ainsi, la première portion en saillie 46 peut être configurée pour former le bord d’attaque 23 et/ou le bord de fuite 21 de la pale 20. La première portion en saillie 46 peut présenter une forme générale en U (figure 7a) ou en V (figure 7b). A l’étape (b), l’ébauche fibreuse 200 peut être montée sur une seconde surface 50 d’un second support 5 dit de formage. Sur l’exemple de la figure 6, la seconde surface 50 est plane. En variante, la seconde surface 50 du second support 5 est incurvée notamment en U ou en V (figure 8).
Avantageusement, la seconde surface 50 peut comprendre une seconde portion en saillie 52. Cette seconde portion en saillie 52 permet de définir la ligne P de pliage. Ainsi, la seconde portion en saillie 52 peut être configurée pour former le bord d’attaque 23 et/ou le bord de fuite 21 de la pale 20. La seconde portion en saillie 52 peut présenter une forme générale en U (figure 7a) ou en V (figure 7b).
Un seul et même support 42, 5 peut être utilisé pour réaliser à la fois les étapes (a) et (b), ou au contraire deux différents supports 42, 5 peuvent être utilisés pour réaliser les étapes (a) et (b) du procédé de l’invention.
En fin d’étape (b) de l’exemple de la figure 6, la préforme fibreuse 220 comprend des peaux intrados 222 et extrados 224 réunies entre elles.
Le second mode de réalisation illustré sur la figure 8 se distingue du procédé du premier mode de réalisation de la figure 6 par les premier 42 et second 5 supports.
Dans le second mode de réalisation, les première 44 et seconde 50 surfaces des supports 42, 5 présentent une forme générale incurvée en V. Ainsi, l’ébauche fibreuse 200 obtenue à l’étape (a), présente une forme incurvée en V.
La machine 4 peut comprendre en outre un organe de maintien 48 (par exemple une plaque cylindrique). Cet organe de maintien 48 permet notamment de soutenir la forme incurvée en V de la première surface 44 du premier support 42.
Tel que décrit en référence aux figures 7a et 7b, la première 44 surface du premier support 42 du second mode de réalisation peut comprendre la première portion en saillie 46 (figures 9a et 9b). De manière similaire, la seconde 50 surface du second support 5 du second mode de réalisation peut comprendre la seconde portion en saillie 52 (figures 9b et 9b). Les première 46 et seconde 52 portions en saillie permettent de définir la ligne P de pliage et aussi notamment le bord d’attaque 23, ou le bord de fuite 21 , de la pale 20. Les première 46 et seconde 52 portions en saillie du second mode de réalisation peuvent présenter chacune une forme générale en U (figure 9a) ou en V (figure 9b).
En variante (non illustrée sur les figures), les première 44 et seconde 50 surfaces, respectivement, des premier 42 et second 5 supports, sont chacune incurvée en U pour définir l’ébauche fibreuse 200 avec une forme incurvée en U. Ces première 44 et seconde 50 surfaces de forme incurvée en U peuvent comprendre des première 46 et seconde 52 portions en saillie, telles que décrites en référence aux premier et second modes de réalisation de l’invention.
Le procédé de l’invention peut comprendre une étape (i) de préformage d’au moins une partie de l’ébauche fibreuse 200 formée sur la première 46 ou seconde portion 52 en saillie du support 42, 5 par exemple en forme de U ou V. Cette étape (i) peut être réalisée pendant ou après l’étape (a). Ceci permet de préformer directement la zone de liaison (au niveau de la ligne P de pliage) sur l’ébauche fibreuse 200, avant l’étape (b) de pliage de l’ébauche fibreuse 200 pour former les peaux intrados 222 et extrados 224 repliées. Ainsi, les dimensions (forme, taille, épaisseur, etc.) de la zone de liaison des peaux intrados 222 et extrados 224, au niveau de la ligne P de pliage, sont mieux maîtrisées.
A titre d’exemple, la figure 10 illustre l’étape (i) de préformage après l’étape (a) d’empilement des couches de fibres 202 et avant de réaliser le pliage de l’ébauche fibreuse 200 à l’étape (b). L’ébauche fibreuse 200 comprend ainsi une portion médiane 205 entre les première 204 et seconde 206 portions. Cette portion médiane 205 est située au niveau de la ligne P de pliage, et configurée pour former le bord d’attaque 23, ou le bord de fuite 24, de la pale 20. La forme en U ou en V de la portion en saillie 46, 52 du support 42, 5 permet notamment de compacter la portion médiane 205 pour former une préforme fibreuse dite intermédiaire 225. Les première 204 et seconde 206 portions de l’ébauche fibreuse 200 s’étendent de part et d’autre de cette préforme intermédiaire 225. Puis, à l’étape (b), les première 204 et seconde 206 portions sont repliées entre elles pour former la préforme fibreuse 220. L’étape (d) de densification du procédé peut comprendre la polymérisation de la résine par traitement thermique (ou dit autrement le durcissement de la résine en matrice polymérique). Pour cela, la préforme fibreuse 220 peut être préalablement imprégnée avec la résine, notamment à l’étape (a) et/ou à l’étape (i), lors de la réalisation de l’ébauche fibreuse 200, 201 , 203. Par exemple, la tête 40 de la machine 4 dépose des mèches sous forme de mélange de fibres et de résine en couches superposées les unes sur les autres et former l’ébauche fibreuse pré-imprégnée. Dans ce cas, l’étape (d) peut être réalisée dans une autoclave, par la technique du moulage par injection de résine qui est similaire à la résine des couches de fibres préimprégnées « SQRTM » (acronyme anglais de « Same Qualified Resin Transfer Molding >>) ou tout autre technique permettant de polymériser une préforme fibreuse avec une géométrie maitrisée.
Alternativement, l’étape (d) de densification du procédé peut comprendre une injection de résine dans la préforme fibreuse 220, et une polymérisation de la résine par traitement thermique. Pour cela, la préforme fibreuse 220 comprend des couches de fibres 202 sèches. A titre d’exemple, l’aube en matériau composite peut être réalisée par la technique du moulage par injection de résine liquide « RTM » (acronyme anglais de « Resin Transfert Molding >>). Pour cela, la préforme fibreuse 220 obtenue à l’étape (b) peut être placée dans un moule pour être densifiée par une matrice en polymère qui consiste à imprégner la préforme fibreuse 220 par une résine injectée et à polymériser cette dernière pour obtenir l’aube finale. La résine peut être injectée dans la préforme fibreuse 220 avant ou à l’étape (d).
La résine peut être thermodurcissable, telle qu’une résine époxy.
La résine peut être thermoplastique, telle qu’une résine polyéther-éther- cétone, le polyaryléthercétone ou le poly-éther-imide. Le procédé de l’invention peut comprendre en outre une étape (c) d’ajout d’au moins un insert de renfort 232 dans un espace interne 230 délimité par les peaux intrados 222 et extrados 224 de la préforme fibreuse 220. Cet insert permet notamment de maintenir les peaux intrados et extrados en place lors de l’étape (d) de densification de la préforme fibreuse.
L’insert de renfort 232 peut être logé dans la totalité de la surface de l’espace interne 230 (figure 11 a). Alternativement, l’insert de renfort 232 peut être positionné à quelques endroits prédéfinis de l’espace interne 232 (figure 11 b).
En référence à la figure 11 b, plusieurs inserts de renfort 232 sous forme de raidisseurs s’étendent radialement (par rapport à la ligne P ou l’axe A) entre les peaux intrados 222 et extrados 224.
L’insert de renfort 232 peut être en mousse, en matériau alvéolaire ou en matériau composite. A titre d’exemple, le matériau alvéolaire choisi parmi une mousse polymère (par exemple d’imide polyméthacrylique de type Rohacell®), une mousse d’aluminium, un nida métallique et/ou un polymère d’aramide (par exemple de type Nomex®).
L’insert de renfort 230 peut comprendre une enveloppe d’étanchéité enrobant le matériau alvéolaire. Ceci permet de protéger le matériau alvéolaire notamment lors de l’étape (d). Cette enveloppe d’étanchéité peut être réalisée en matériau composite.
L’insert de renfort 230 peut être réalisé par fabrication additive.
L’insert de renfort 230 peut être réalisé dans une structure thermoplastique pouvant être injecté entre les peaux intrados 222 et extrados 224.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d’une aube en matériau composite (2) pour une turbomachine (1 ) d’aéronef, l’aube (2) comportant une pale (20) ayant un intrados (21 ) et un extrados (22) reliés entre eux par un bord d’attaque (23) et un bord de fuite (24), le procédé comportant les étapes suivantes :
(a) empiler successivement plusieurs couches de fibres (202) pour former une ébauche fibreuse (200),
(b) mettre en forme ladite ébauche fibreuse (200) pour obtenir une préforme fibreuse (220) de la pale (20), ladite préforme fibreuse (220) comprenant une peau intrados (222) et une peau extrados (224) réunies entre elles et destinées à former, respectivement, l’intrados (21 ) et l’extrados (22) de la pale (20), et
(d) densifier ladite préforme fibreuse (220) avec une résine pour former l’aube en matériau composite (2), caractérisé en ce que l’ébauche fibreuse (200) comporte des première (204) et seconde (206) portions reliées entre elles de façon continue à l’étape (a), en ce que l’étape (b) comprend un pliage de l’ébauche fibreuse (200) le long d’une ligne (P) s’étendant entre lesdites première (204) et seconde (206) portions de façon à former, de part et d’autre de la ligne (P) de pliage, lesdites peaux intrados (222) et extrados (224), et en ce que le bord d’attaque (23), ou alternativement le bord de fuite (24), de la pale est situé au niveau et le long de cette ligne (P) de pliage, et des bords (226, 228) des peaux intrados (222) et extrados (224), opposés à cette ligne (P) de pliage, étant réunis pour former le bord d’attaque (23), ou alternativement le bord de fuite (24), de la pale (20) ; en ce que l’ébauche fibreuse (200) et/ou la préforme fibreuse (220) sont formées sur une surface (44, 50) d’un support (42, 5) qui est plane, incurvée en U ou incurvée en V, ladite surface (44, 50) du support (42, 5) comprend en outre une portion en saillie (46, 52) en forme de U ou V et configurée pour définir ladite ligne (P) de pliage ; et en ce que le procédé comprend, à l’étape (a), une étape (i) de préformage d’au moins une partie de l’ébauche fibreuse (200) formée sur ladite portion en saillie (46, 52) en forme de U ou V du support (42, 5).
2. Procédé de fabrication selon la revendication 1 , caractérisé en ce que, à l’étape (a) ou (b), l’ébauche fibreuse (200) présente une forme générale plane et/ou incurvée en U ou en V.
3. Procédé de fabrication selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l’étape (a) est réalisée manuellement ou par une machine (4).
4. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l’étape (d) comprend une imprégnation de la préforme fibreuse (220) avec la résine et la polymérisation de la résine par traitement thermique.
5. Procédé de fabrication selon la revendication 4, caractérisé en ce que la résine est injectée dans la préforme fibreuse (220) avant l’étape (d), ou l’ébauche fibreuse (200) est préalablement imprégnée avec la résine.
6. Procédé de fabrication selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que la résine est thermodurcissable, et est par exemple une résine époxy.
7. Procédé de fabrication selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que la résine est thermoplastique, et par exemple une résine polyéther-éther-cétone, le polyaryléthercétone ou le poly-éther-imide.
8. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le procédé comprend une étape (c) d’ajout d’au moins un insert de renfort (232) dans un espace interne (230) délimité par les peaux intrados (222) et extrados (224) de la préforme fibreuse (220), par exemple l’insert de renfort (232) est en mousse, en matériau alvéolaire ou en matériau composite.
9. Procédé de fabrication selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit insert de renfort (232) est en matériau alvéolaire, et cet insert de renfort (232) comprend une enveloppe d’étanchéité enrobant le matériau alvéolaire.
10. Procédé de fabrication selon la revendication 8 ou la revendication 9, caractérisé en ce que l’insert de renfort (232) est réalisé par fabrication additive.
11. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les couches de fibres (202) comprennent chacune des fibres de verre, des fibres de carbone, des fibres d’aramide, des fibres de polyamide, des fibres céramique, des fibres métalliques, des fibres en oxyde, ou un mélange d’au moins deux de ces fibres.
12. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’à l’étape (b), le pliage de l’ébauche fibreuse (200) est réalisé par compaction avec une pression comprise entre 300 et 800 Pascal.
13. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 11 , caractérisé en ce qu’à l’étape (b), le pliage de l’ébauche fibreuse (200) est réalisé par compaction avec une dépression comprise entre -300 et -900 mBar.
14. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape (b) est réalisée à une température prédéterminée comprise entre 30°C et 100°C lorsque les couches de fibres (202) sont pré-imprégnés d’une résine thermodurcissable.
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