WO2025215313A1 - Procede de fabrication d'une preforme fibreuse d'une aube - Google Patents

Procede de fabrication d'une preforme fibreuse d'une aube

Info

Publication number
WO2025215313A1
WO2025215313A1 PCT/FR2025/050267 FR2025050267W WO2025215313A1 WO 2025215313 A1 WO2025215313 A1 WO 2025215313A1 FR 2025050267 W FR2025050267 W FR 2025050267W WO 2025215313 A1 WO2025215313 A1 WO 2025215313A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
manufacturing
blade
layer
threads
cutting
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
PCT/FR2025/050267
Other languages
English (en)
Inventor
Erell BODINIER
Guillaume FOURRIER
Antoine GALVE
Guillaume REYNAUD
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of WO2025215313A1 publication Critical patent/WO2025215313A1/fr
Pending legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29B—PREPARATION OR PRETREATMENT OF THE MATERIAL TO BE SHAPED; MAKING GRANULES OR PREFORMS; RECOVERY OF PLASTICS OR OTHER CONSTITUENTS OF WASTE MATERIAL CONTAINING PLASTICS
    • B29B11/00—Making preforms
    • B29B11/14—Making preforms characterised by structure or composition
    • B29B11/16—Making preforms characterised by structure or composition comprising fillers or reinforcement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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

Definitions

  • TITLE METHOD FOR MANUFACTURING A FIBROUS PREFORM OF A BLADE
  • the invention relates to the field of methods for manufacturing fiber preforms for aircraft turbomachine blades.
  • the invention relates in particular to the field of methods for manufacturing fiber preforms comprising a step of cutting the fiber preform.
  • An aircraft turbomachine typically has a longitudinal axis. It comprises, for example, from upstream to downstream in the direction of gas flow along the longitudinal axis, a fan, a low-pressure compressor, a high-pressure compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine and a gas exhaust nozzle.
  • the blower allows the suction of an air flow divided into a primary flow and a secondary flow.
  • the primary flow passes through a primary vein of the turbomachine while the secondary flow is directed towards a secondary vein surrounding the primary vein.
  • the primary flow is compressed within the compressors.
  • the compressed air is then mixed with fuel and burned within the combustion chamber.
  • the gases from the combustion pass through the turbines and then escape through the nozzle, the cross-section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • the fan typically comprises a movable disc rotating about the longitudinal axis and blades extending radially from the disc.
  • Each blade typically comprises a radially extending blade having an aerodynamic shape.
  • the blade thus has a pressure face and an extrados face connected by a leading edge and a trailing edge.
  • the blade typically has a variable thickness, in particular a thickness which decreases towards the trailing edge.
  • the blades can be made of metallic material.
  • the composite material of the blades typically comprises a polymer matrix and fibers embedded in the polymer matrix.
  • the polymer matrix is, for example, an epoxy resin.
  • the fibers are, for example, glass or carbon fibers.
  • the fibers are typically organized in the form of a three-dimensional fiber preform of the blade.
  • the three-dimensional fiber preform typically comprises a plurality of layers of woven yarns.
  • the number of layers depends on the thickness of the blade.
  • Each layer comprises weft yarns that are connected together by the same warp yarns forming a weave of the layers.
  • a fiber preform of variable thickness translates into a fiber preform in which the number of layers of yarns varies.
  • a rough draft of the fiber preform is first produced.
  • the rough draft of the fiber preform has a constant thickness equal to the greatest thickness of the blade.
  • the warp yarns are removed from a portion of a layer so that in this portion, the warp yarns and the weft yarns are untied.
  • the unwoven and therefore untied warp yarns and weft yarns are generally called "float yarns". These float yarns are subsequently cut, which results in a fiber preform of variable thickness.
  • the invention proposes a method for manufacturing a fiber preform of an aircraft turbomachine blade, the method comprising the following steps:
  • step (c) comprises the following sub-steps:
  • (c1) cut the floated wires with a motorized rotary cutting tool.
  • the step of cutting the blank therefore uses on the one hand a protective mat and on the other hand a motorized cutting tool.
  • the motorized cutting tool allows the cutting of the floated wires of the blank efficiently, i.e. without effort for the operator, more precisely, i.e. limiting the risks of accidental cutting of the wires of the second layer and offering improved safety for the operator.
  • the protective mat helps protect the second layer wires from accidental cutting when handling the cutting tool, which improves the reliability of the cutting step by reducing scrap.
  • the invention may comprise one or more of the following features, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • the cutting tool comprises a gripping handle and a rotating cutting blade connected to the gripping handle
  • the rotating blade is circular and mobile in rotation around its axis of revolution
  • the rotating blade has a diameter between 20 mm and 100 mm, preferably between 30 mm and 50 mm,
  • the rotating blade comprises a metallic material
  • the cutting tool further comprises a housing mounted around the rotating blade and having a suction duct,
  • the casing is made of polymeric material
  • the cutting tool includes a motor for driving the rotating blade
  • the protective mat comprises a polymeric material, preferably chosen from thermoplastics,
  • the protective mat has a thickness between 1 mm and 10 mm, preferably between 1 mm and 5 mm.
  • the invention also relates to a method of manufacturing an aircraft turbomachine blade, the manufacturing method comprising the following steps:
  • the densification stage includes the following steps:
  • Figure 1 is a schematic representation in longitudinal section of a half-turbomachine of an aircraft
  • Figure 2 is a schematic representation in perspective of a blade
  • Figure 3 is a schematic representation in perspective of a part of the fiber preform of the blade of Figure 2
  • Figure 4 is a schematic representation in section along a plane parallel to the third direction, of a blank of the fiber preform, in a first step of the method of manufacturing the fiber preform
  • Figure 5 is a schematic representation in section along a plane parallel to the third direction, of the blank in a second step of the method of manufacturing the fiber preform
  • Figure 6 is a schematic representation in section along a plane parallel to the third direction, of the blank in a third step of the method of manufacturing the fiber preform
  • Figure 7 is a perspective representation of the cutting tool according to the invention
  • Figure 8 is a block diagram of the manufacturing process according to the invention.
  • turbomachine 1 for an aircraft is shown in Figure 1.
  • the turbomachine 1 extends around and along a longitudinal axis A.
  • upstream and downstream are defined in relation to the direction of circulation of the gases in the turbomachine 1 along the longitudinal axis A.
  • the turbomachine 1 is preferably a turbojet, for example a twin-spool, twin-flow turbojet. It comprises, from upstream to downstream, a fan 2, at least one compressor such as a low-pressure compressor 3 and a high-pressure compressor 4, a combustion chamber 5, at least one turbine such as a high-pressure turbine 6 and a low-pressure turbine 7, and a gas exhaust nozzle.
  • a fan 2 at least one compressor such as a low-pressure compressor 3 and a high-pressure compressor 4
  • a combustion chamber 5 at least one turbine such as a high-pressure turbine 6 and a low-pressure turbine 7, and a gas exhaust nozzle.
  • the low and high pressure compressors 3, 4 and the high and low pressure turbines 6, 7 each comprise at least one rotor.
  • the rotor of the low pressure compressor 3 is connected to the rotor of the low pressure turbine 7 by a low pressure shaft 8 and the rotor of the high pressure compressor 4 is connected to the rotor of the high pressure turbine 6 by a high pressure shaft 9.
  • the high pressure shaft 9 is arranged coaxially around the low pressure shaft 8.
  • the low and high pressure shafts 8, 9 are centered on the longitudinal axis A.
  • the fan 2 comprises a mobile disc rotating about the longitudinal axis A and blades 10 extending radially from the disc.
  • the blower 2 further comprises a blower shaft 2a connected to the low pressure shaft 8 via a speed reducer 11 for example.
  • the fan 2 may be of the ducted type.
  • the turbomachine 1 may therefore comprise a fan casing 2b.
  • the fan casing 2b is annular and centered on the longitudinal axis X. It is arranged around the blades 10.
  • the fan 2 may be of the unducted type.
  • the blower 2 allows the suction of an air flow F dividing into a primary air flow F1 and a secondary air flow F2.
  • the primary air flow F1 passes through a primary vein v1 of the turbomachine 1 and the secondary flow F2 flows into a secondary vein v2 of the turbomachine 1.
  • the secondary vein v2 surrounds the primary vein v1.
  • the primary flow F1 is compressed within the low pressure compressor 3 then the high pressure compressor 4.
  • the compressed air is then mixed with fuel and burned within the combustion chamber 5.
  • the gases formed by the combustion pass through the high pressure and low pressure turbines 6, 7.
  • the gases finally escape through the nozzle, the section of which allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
  • each blade 10 comprises a blade 12 extending between a head 13 and a root 14.
  • the blade 12 has an aerodynamic shape and comprises a lower surface face 12i and an upper surface face (not visible) connected by a leading edge 12a and a trailing edge 12b.
  • Each blade 10 has a variable thickness.
  • the blade 10 has a first thickness e1 as measured at the leading edge 12a greater than a second thickness e2 as measured at the trailing edge 12b.
  • the thickness of the blade 10 decreases towards the trailing edge 12b.
  • each blade 10 comprises a composite material.
  • the composite material is an organic matrix material, also known by the acronym CMC.
  • the composite material thus comprises fibers embedded in an organic matrix.
  • the fibers are, for example, glass fibers, or carbon fibers, or ceramic fibers, or polyester fibers, or polypropylene fibers, or polyamide.
  • the organic matrix is for example chosen from thermosetting polymers such as epoxy resins or thermoplastic polymers such as polyolefins.
  • the fibers are typically organized in the form of a three-dimensional fiber preform 15 of the blade 10.
  • the fiber preform 15 comprises a plurality of layers 16, 17, 18 of woven yarns.
  • the layers 16, 17, 18 are stacked in a first direction X1 defining the thickness of the fiber preform 15.
  • Each layer 16, 17, 18 comprises weft yarns 20 which extend in a second direction X2.
  • the weft yarns 20 of the layers 16, 17, 18 are connected to each other by warp yarns 21 which extend in a third direction X3 perpendicular to the first and second directions X1, X2.
  • the weft yarns 20 and the warp yarns 21 of the layers 16, 17, 18 are interlaced to form a weave.
  • the weave is of the interlock type. Any other type of weave is applicable to the invention.
  • the fiber preform 15 has a variable thickness in accordance with the profile of the blade 10 along a profile chord of the blade 10 or along the longitudinal axis A.
  • the fiber preform 15 comprises at least a first part P1 having a first thickness eT and a second part P2 having a second thickness e2' for example less than the first thickness eT.
  • the number of layers 16, 17, 18 is greater than the number of layers 16, 17, 18 in the second part P2.
  • the method for manufacturing the blade 10 may comprise the following steps:
  • the densification step (200) may comprise the following steps:
  • the method for manufacturing the fiber preform 15 comprises the following steps:
  • step (a) the blank 22 of the fiber preform 15 of the blade 12 has a constant thickness e11.
  • the thickness e11 of the blank 22 during this step (a) is equal to the first thickness e1 ' of the first part P1 of the fiber preform 15.
  • step (a) the weaving of the threads of the blank 22 is advantageously of the interlock type.
  • step (b) the warp threads 26 are removed from the first part P11 of the blank 22, for example manually.
  • the warp threads 27 and the weft threads 26 are untied and are therefore no longer intertwined.
  • the untied warp threads 27 and the weft threads 26 are floated threads 28.
  • step (c) of cutting the floated wires 28 comprises the following steps:
  • the protective mat 29 allows the protection of the wires of the second layer 25 during the cutting step (c) in order to limit the risks of accidental cutting of the wires of the second layer 25.
  • the protective mat 29 can extend for example over the entire first part P11 along the second and third directions X2, X3.
  • the protective mat 29 comprises a polymeric material.
  • the polymeric material may be a thermoplastic polymer or a thermosetting polymer.
  • the thermoplastic polymer is, for example, chosen from polyolefins, fluoropolymers, styrenic polymers, polyacrylic polymers, polyamides, polyesters or polychlorides.
  • the thermoplastic polymer is a polyvinyl chloride (PVC).
  • the thermosetting polymer is, for example, chosen from epoxy resins.
  • the protective mat 29 may comprise a plurality of superimposed protective layers.
  • the protective mat 29 comprises, for example, three protective layers 29.
  • the protective mat 29 has a thickness of between 1 mm and 10 mm, preferably between 1 mm and 5 mm, even more preferably 3 mm. Such a thickness of the protective mat 29 allows easy handling while guaranteeing effective protection of the wires of the second layer 25 during the cutting step (c).
  • the rotating and motorized cutting tool 30 allows for quick and effortless cutting by an operator. The operator's health is preserved and manufacturing rates are increased compared to manual cutting without a motorized cutting tool.
  • the cutting tool 30 allows for precise cutting and further limits the risk of accidental cutting of wires from the second layer 24.
  • the cutting tool 30 comprises a gripping handle 31 and a rotary cutting blade 32 connected to the gripping handle 31.
  • the gripping handle 31 makes it easier to grip the cutting tool 30.
  • the gripping handle 31 has an elongated shape. Such a shape of the gripping handle 31 makes it possible to increase the safety of the operator by moving the rotating blade 32 away.
  • the gripping handle 31 may comprise a coating.
  • the coating particularly comprises a polymeric material such as polyurethane or polyamide.
  • the rotating blade 32 has a circular or annular shape. It thus has an axis of revolution R.
  • the rotating blade 32 has a diameter for example between 20 mm and 100 mm, preferably between 30 mm and 50 mm, even more preferably 45 mm.
  • the diameter of the rotating blade can be adjusted according to the dimensions of the blank 22.
  • the rotating blade 32 can have a rotation speed between 150 rpm and 300 rpm, preferably between 200 rpm and 250 rpm, even more preferably 240 rpm, the acronym rpm corresponding to the expression “rotations per minute”.
  • the rotary blade 32 comprises a metallic material, such as titanium. Such a material allows efficient cutting of the float wires 27.
  • the rotary blade 32 may be diamond-coated.
  • the cutting tool 30 comprises a casing 33 mounted around the rotating blade 32.
  • the casing 33 advantageously comprises a semi-annular body 34 centered on the axis of revolution R and a suction duct 35 extending projecting from the body 34.
  • the body 34 is connected to the gripping handle 31 and is fixedly mounted around the rotating blade 32.
  • the suction duct 35 allows the suction of debris generated during the cutting step (c), thus avoiding contamination of the blank 22 and consequently of the fiber preform 15.
  • the suction duct 35 may have a diameter of between 20 mm and 50 mm, preferably between 20 mm and 30 mm, even more preferably 27 mm.
  • the suction duct 35 can be connected to a suction device.
  • the casing 33 is preferably made of polymeric material. This makes it possible to reduce the total weight of the cutting tool 30.
  • the cutting tool 30 comprises, in a manner not illustrated, a motor for driving the cutting blade 30.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Woven Fabrics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une préforme fibreuse (15) comprenant les étapes: (a) fournir une ébauche (22) comprenant au moins des première et seconde couches (23, 24) comprenant chacune des fils de trame (26), les fils de trame de chacune des première et seconde couches étant reliés entre eux par des mêmes fils de chaîne (27), (b) délier les fils de chaîne et les fils de trame sur une partie (Pli) de la première couche pour former des fils flottés (28), (c) découper les fils flottés, caractérisé en ce que l'étape (c) comprend les sous étapes (cO) positionner un tapis de protection (29) entre les fils flottés de la première couche et la seconde couche, et (cl) découper les fils flottés avec un outil de découpe (30) rotatif motorisé.

Description

DESCRIPTION
TITRE : PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PREFORME FIBREUSE D’UNE AUBE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne le domaine des procédés de fabrication de préformes fibreuses d’aubes de turbomachine d’aéronef.
L’invention concerne en particulier le domaine des procédés de fabrication de préformes fibreuses comprenant une étape de découpe de la préforme fibreuse.
Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef présente typiquement un axe longitudinal. Elle comprend par exemple, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz le long de l’axe longitudinal, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d’échappement des gaz.
La soufflante permet l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse une veine primaire de la turbomachine tandis que le flux secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire.
Le flux primaire est comprimé au sein des compresseurs. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion. Les gaz issus de la combustion traversent les turbines puis s’échappent au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.
La soufflante comprend typiquement un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal et des aubes s’étendant radialement du disque. Chaque aube comprend typiquement une pale s’étendant radialement et présentant une forme aérodynamique. La pale présente ainsi une face intrados et une face extrados reliées par un bord d’attaque et un bord de fuite. L’aube présente typiquement une épaisseur variable, en particulier une épaisseur qui décroit en direction du bord de fuite.
Les aubes peuvent être en matériau métallique. Toutefois, afin d’alléger le poids total de la turbomachine tout en préservant les propriétés mécaniques des aubes, il a été proposé de réaliser les aubes en matériau composite. Le matériau composite des aubes comprend typiquement une matrice polymérique et des fibres noyées dans la matrice polymérique. La matrice polymérique est par exemple une résine époxy. Les fibres sont par exemple des fibres de verre ou de carbone. Les fibres sont typiquement organisées sous la forme d’une préforme fibreuse tridimensionnelle de l’aube.
La préforme fibreuse tridimensionnelle comprend typiquement une pluralité de couches de fils tissés. Le nombre de couches est fonction de l’épaisseur de l’aube. Chaque couche comprend des fils de trame qui sont reliés entre eux par des mêmes fils de chaine formant un tissage des couches.
Afin de fournir une aube d’épaisseur variable, il est nécessaire de fabriquer une préforme fibreuse tridimensionnelle d’épaisseur également variable. Une préforme fibreuse d’épaisseur variable se traduit par une préforme fibreuse dans laquelle le nombre de couches de fils varie. Pour réaliser une telle préforme, une ébauche de la préforme fibreuse est tout d’abord réalisée. Dans cette étape, l’ébauche de la préforme fibreuse présente une épaisseur constante égale à la plus grande épaisseur de l’aube. Puis, les fils de chaine sont retirés d’une partie d’une couche si bien que dans cette partie, les fils de chaine et les fils de trame sont déliés. Les fils de chaine et les fils de trame non tissés et donc déliés sont généralement appelés « fils flottés ». Ces fils flottés sont par la suite découpés, ce qui permet d’aboutir à une préforme fibreuse d’épaisseur variable.
Bien que permettant de fournir une préforme fibreuse d’épaisseur variable, un tel procédé de fabrication ne donne pas entière satisfaction. En effet, le découpage des fils flottés est une opération réalisée manuellement par des opérateurs à l’aide de ciseaux de découpe. C’est donc une étape fastidieuse, longue et coûteuse. Par ailleurs, l’exécution de cette étape de façon manuelle représente un risque pour la santé des opérateurs qui doivent mettre en œuvre d’importants efforts pour le découpage de l’ébauche.
Enfin, la découpe de l’ébauche étant réalisée manuellement, il existe de forts risques de découper accidentellement des fils tissés d’une couche sous- jacente non destinés à être découpés. Ceci engendre un risque de non- conformité et de mise au rebus de l’aube.
Par conséquent, il existe un besoin de fournir une solution qui permette de fournir une préforme fibreuse présentant une épaisseur variable de façon simple, rapide, fiable et peu coûteuse.
Résumé de l'invention
A cet effet, l’invention propose un procédé de fabrication d’une préforme fibreuse d’une aube de turbomachine d’aéronef, le procédé comprenant les étapes suivantes :
(a) fournir une ébauche présentant un tissage tridimensionnel, l’ébauche comprenant au moins des première et seconde couches de fils tissés, les première et seconde couches comprenant chacune des fils de trame, les fils de trame de chacune des première et seconde couches étant reliés entre eux par des mêmes fils de chaine,
(b) délier les fils de chaine et les fils de trame sur une partie de la première couche pour former des fils flottés,
(c) découper les fils flottés de cette partie de la première couche.
Le procédé de fabrication est remarquable en ce que l’étape (c) comprend les sous étapes suivantes :
(cO) positionner un tapis de protection entre les fils flottés de la première couche et la seconde couche, et
(c1 ) découper les fils flottés avec un outil de découpe rotatif motorisé. Selon l’invention, l’étape de découpe de l’ébauche met donc en œuvre d’une part un tapis de protection et d’autre part un outil de découpe motorisé.
L’outil de découpe motorisé permet la découpe des fils flottés de l’ébauche de manière efficace, c’est-à-dire sans effort pour l’opérateur, plus précise, c’est-à-dire en limitant les risques de découpe accidentelle des fils de la seconde couche et en offrant une sécurité améliorée pour l’opérateur.
En outre, le tapis de protection permet de protéger les fils de la seconde couche d’une découpe accidentelle lors de la manipulation de l’outil de découpe, ce qui permet d’améliorer la fiabilité de l’étape de découpe en réduisant les mises au rebus.
L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- l’outil de découpe comprend un manche de préhension et une lame rotative de découpe reliée au manche de préhension,
- la lame rotative est circulaire et mobile en rotation autour de son axe de révolution,
- la lame rotative présente un diamètre compris entre 20 mm et 100 mm, de préférence entre 30 mm et 50 mm,
- la lame rotative comprend un matériau métallique,
- l’outil de découpe comprend en outre un carter monté autour de la lame rotative et présentant un conduit d’aspiration,
- le carter est réalisé en matériau polymérique,
- l’outil de découpe comprend un moteur d’entrainement de la lame rotative,
- le tapis de protection comprend un matériau polymérique, de préférence choisi parmi les thermoplastiques,
- le tapis de protection présente une épaisseur comprise entre 1 mm et 10 mm, de préférence entre 1 mm et 5 mm. L’invention concerne également un procédé de fabrication d’une aube de turbomachine d’aéronef, le procédé de fabrication comprenant les étapes suivantes :
- fournir la préforme fibreuse selon le procédé de fabrication de la préforme fibreuse selon l’une quelconque des caractéristiques ci-dessus,
- densifier la préforme fibreuse.
Avantageusement, l’étape - de densification comprend les étapes suivantes :
- placer la préforme fibreuse dans un moule,
- injecter une résine dans le moule.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit de modes de réalisation non limitatifs de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une demi-turbomachine d’aéronef, la figure 2 est une représentation schématique en perspective d’une aube, la figure 3 est une représentation schématique en perspective d’une partie de la préforme fibreuse de l’aube de la figure 2, la figure 4 est une représentation schématique en coupe selon un plan parallèle à la troisième direction, d’une ébauche de la préforme fibreuse, dans une première étape du procédé de fabrication de la préforme fibreuse, la figure 5 est une représentation schématique en coupe selon un plan parallèle à la troisième direction, de I’ ébauche dans une seconde étape du procédé de fabrication de la préforme fibreuse, la figure 6 est une représentation schématique en coupe selon un plan parallèle à la troisième direction, de I’ ébauche dans une troisième étape du procédé de fabrication de la préforme fibreuse, la figure 7 est une représentation en perspective de l’outil de découpe selon l’invention, la figure 8 est un schéma synoptique du procédé de fabrication selon l’invention.
Description détaillée de l'invention
Un exemple de turbomachine 1 pour un aéronef est représenté sur la figure 1 . La turbomachine 1 s’étend autour et le long d’un axe longitudinal A.
Dans la présente demande, les termes « amont » et « aval », sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine 1 suivant l’axe longitudinal A.
Les termes « axial », « axialement », « radial », « radialement » sont définis par rapport à l’axe longitudinal A.
Les termes « interne », « intérieur », « intérieurement », « externe », « extérieur », « extérieurement », sont définis par rapport à l’éloignement de l’axe longitudinal A le long d’un axe radial.
La turbomachine 1 est préférentiellement un turboréacteur, par exemple un turboréacteur à double corps et à double flux. Elle comprend d’amont en aval, une soufflante 2, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, au moins une turbine telle qu’une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7, et une tuyère d’échappement des gaz.
Les compresseurs basse et haute pression 3, 4 et les turbines haute et basse pression 6, 7 comprennent chacun au moins un rotor. Le rotor du compresseur basse pression 3 est relié au rotor de la turbine basse pression 7 par un arbre basse pression 8 et le rotor du compresseur haute pression 4 est relié au rotor de la turbine haute pression 6 par un arbre haute pression 9. L’arbre haute pression 9 est agencé coaxialement autour de l’arbre basse pression 8. Les arbres basse et haute pression 8, 9 sont centrés sur l’axe longitudinal A.
La soufflante 2 comprend un disque mobile en rotation autour de l’axe longitudinal A et des aubes 10 s’étendant radialement du disque. La soufflante 2 comprend en outre un arbre de soufflante 2a relié à l’arbre basse pression 8 par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesse 11 par exemple.
La soufflante 2 peut être de type carénée. La turbomachine 1 peut donc comprendre un carter de soufflante 2b. Le carter de soufflante 2b est annulaire et centré sur l’axe longitudinal X. Il est agencé autour des aubes 10. Selon un autre exemple, la soufflante 2 peut être de type non carénée.
La soufflante 2 permet l’aspiration d’un flux d’air F se divisant en un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2. Le flux d’air primaire F1 traverse une veine primaire v1 de la turbomachine 1 et le flux secondaire F2 s’écoule dans une veine secondaire v2 de la turbomachine 1 . La veine secondaire v2 entoure la veine primaire v1 .
Le flux primaire F1 est comprimé au sein du compresseur basse pression 3 puis du compresseur haute pression 4. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brûlé au sein de la chambre de combustion 5. Les gaz formés par la combustion traversent les turbines haute pression et basse pression 6, 7. Les gaz s’échappent enfin au travers de la tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.
En référence à la figure 2, chaque aube 10 comprend une pale 12 s’étendant entre une tête 13 et un pied 14. La pale 12 présente une forme aérodynamique et comprend une face intrados 12i et une face extrados (non visible) reliées par un bord d’attaque 12a et un bord de fuite 12b.
Chaque aube 10 présente une épaisseur variable. Par exemple, l’aube 10 présente une première épaisseur e1 telle que mesurée au bord d’attaque 12a supérieure à une seconde épaisseur e2 telle que mesurée au bord de fuite 12b. En particulier, l’épaisseur de l’aube 10 décroit en direction du bord de fuite 12b.
Selon l’invention, chaque aube 10 comprend un matériau composite. Le matériau composite est à matrice organique, également connu sous l’acronyme CMC. Le matériau composite comprend ainsi des fibres noyées dans une matrice organique. Les fibres sont par exemple des fibres de verre, ou de carbone, ou de céramique, ou de polyester, ou de polypropylène, ou de polyamide. La matrice organique est par exemple choisi parmi les polymères thermodurcissables tels que les résines époxy ou les polymères thermoplastiques tels que les polyoléfines.
Les fibres sont typiquement organisées sous la forme d’une préforme fibreuse 15 tridimensionnelle de l’aube 10.
En référence à la figure 3, la préforme fibreuse 15 comprend une pluralité de couches 16, 17, 18 de fils tissés. Les couches 16, 17, 18 sont empilées selon une première direction X1 définissant l’épaisseur de la préforme fibreuse 15. Chaque couche 16, 17, 18 comprend des fils de trame 20 qui s’étendent selon une seconde direction X2. Les fils de trame 20 des couches 16, 17, 18 sont reliés entre eux par des fils de chaine 21 qui s’étendent selon une troisième direction X3 perpendiculaire aux première et deuxième directions X1 , X2. En d’autres termes, les fils de trame 20 et les fils de chaine 21 des couches 16, 17, 18 sont entrelacés pour former un tissage. De manière avantageuse, le tissage est de type interlock. Tout autre type de tissage est applicable à l’invention.
La préforme fibreuse 15 présente une épaisseur variable conformément au profil de l’aube 10 le long d’une corde de profil de l’aube 10 ou selon l’axe longitudinal A. La préforme fibreuse 15 comprend au moins une première partie P1 présentant une première épaisseur eT et une seconde partie P2 présentant une seconde épaisseur e2’ par exemple inférieure à la première épaisseur eT. Dans la première partie P1 de la préforme fibreuse 15, le nombre de couches 16, 17, 18 est supérieur au nombres de couches 16, 17, 18 dans la seconde partie P2.
Un exemple de procédé de fabrication de l’aube 10 va maintenant être décrit en référence à la figure 8. Le procédé de fabrication de l’aube 10 peut comprendre les étapes suivantes :
(100) fournir la préforme fibreuse 15, et
(200) densifier la préforme fibreuse 15.
L’étape (200) de densification peut comprendre les étapes suivantes :
(201 ) placer la préforme fibreuse 15 dans un moule, et (202) injecter une résine dans le moule.
Selon l’invention, le procédé de fabrication de la préforme fibreuse 15 comprend les étapes suivantes :
(a) fournir une ébauche 22 de la préforme fibreuse 15, l’ébauche 22 comprenant des première et seconde couches 23, 24 de fils tissés et éventuellement au moins une troisième couche 25 de fils tissés, les première et seconde couches 23, 24 comprenant chacune des fils de trame 26, les fils de trame 26 de chacune des première, seconde et troisième couches 23, 24, 25 étant reliés entre eux par des mêmes fils de chaine 27,
(b) délier les fils de chaine 27 et les fils de trame 26 sur une première partie P11 de la première couche 23 pour former des fils flottés 28 , et
(c) découper les fils flottés 28 de cette première partie P11 de la première couche 23.
En référence à la figure 4, à l’étape (a), l’ébauche 22 de la préforme fibreuse 15 de l’aube 12 présente une épaisseur e11 constante. L’épaisseur e11 de l’ébauche 22 lors de cette étape (a) est égale à la première épaisseur e1 ’ de la première partie P1 de la préforme fibreuse 15.
A l’étape (a), le tissage des fils de l’ébauche 22 est de manière avantageuse de type interlock.
En référence à la figure 5, lors de l’étape (b), les fils de chaine 26 sont sortis de la première partie P11 de l’ébauche 22, par exemple manuellement. A l’issue de cette étape (b), dans cette première partie P11 , les fils de chaine 27 et les fils de trame 26 sont déliés et ne sont donc plus entrelacés. Les fils de chaine 27 et les fils de trame 26 déliés sont des fils flottés 28.
En référence à la figure 6, selon l’invention, l’étape (c) de découpe des fils flottés 28 comprend les étapes suivantes :
(cO) positionner un tapis de protection 29 entre les fils flottés 27 de la première couche 23 et les fils 26, 27 de la seconde couche 24, et
(c1 ) découper les fils flottés 28 avec un outil de découpe 30 rotatif motorisé. Le tapis de protection 29 permet la protection des fils de la seconde couche 25 lors de l’étape (c) de découpe afin de limiter les risques de découpe accidentelle des fils de la seconde couche 25.
Le tapis de protection 29 peut s’étendre par exemple sur toute la première partie P11 le long des seconde et troisième directions X2, X3.
Le tapis de protection 29 comprend un matériau polymérique. Le matériau polymérique peut être un polymère thermoplastique ou un polymère thermodurcissable. Le polymère thermoplastique est par exemple choisi parmi les polyoléfines, les polymères fluorés, les polymères styréniques, les polymères polyacryliques, les polyamides, les polyesters ou encore les polychlorures. De préférence, le polymère thermoplastique est un polychlorure de vinyle (PVC). Le polymère thermodurcissable est par exemple choisi parmi les résines époxy.
Le tapis de protection 29 peut comprendre une pluralité de couches de protection superposées. Le tapis de protection 29 comprend par exemple trois couches de protection 29.
Avantageusement, le tapis de protection 29 présente une épaisseur comprise entre 1 mm et 10 mm, de préférence entre 1 mm et 5 mm, encore plus préférentiellement de 3 mm. Une telle épaisseur du tapis de protection 29 permet une manipulation aisée tout en garantissant une protection efficace des fils de la seconde couche 25 lors de l’étape (c) de découpe.
L’outil de découpe 30 rotatif et motorisé permet une découpe rapide et sans effort par un opérateur. La santé de l’opérateur est préservée et les cadences de fabrication sont augmentées comparées à une découpe manuelle sans outil de découpe motorisé. L’outil de découpe 30 permet une découpe précise et limite encore plus le risque de découpe accidentelle de fils de la seconde couche 24.
De manière préférée, l’outil de découpe 30 comprend un manche de préhension 31 et une lame rotative 32 de découpe reliée au manche de préhension 31 . Le manche de préhension 31 permet de faciliter la préhension de l’outil de découpe 30. Le manche de préhension 31 présente une forme allongée. Une telle forme du manche de préhension 31 permet d’augmenter la sécurité de l’opérateur en éloignant la lame rotative 32.
Le manche de préhension 31 peut comprendre un revêtement. Le revêtement comprend en particulier un matériau polymérique tel que du polyuréthane ou du polyamide.
La lame rotative 32 présente une forme circulaire ou annulaire. Elle présente ainsi un axe de révolution R. La lame rotative 32 présente un diamètre par exemple compris entre 20 mm et 100 mm, de préférence entre 30 mm et 50 mm, encore plus préférentiellement de 45 mm. Le diamètre de la lame rotative peut être ajusté selon les dimensions de l’ébauche 22. La lame rotative 32 peut présenter une vitesse de rotation comprise entre 150 rpm et 300 rpm, de préférence entre 200 rpm et 250 rpm, encore plus préférentiellement de 240 rpm, l’acronyme rpm correspondant à l’expression « rotations par minutes ».
La lame rotative 32 comprend un matériau métallique, tel qu’un titane. Un tel matériau permet une découpe efficace des fils flottés 27. La lame rotative 32 peut être diamantée.
Selon un mode de réalisation avantageux illustré sur la figure 7, l’outil de découpe 30 comprend un carter 33 monté autour de la lame rotative 32. Le carter 33 comprend de manière avantageuse un corps 34 semi-annulaire centré sur l’axe de révolution R et un conduit d’aspiration 35 s’étendant en saillie du corps 34.
Le corps 34 est relié au manche de préhension 31 et est monté de manière fixe autour de la lame rotative 32.
Le conduit d’aspiration 35 permet l’aspiration des débris générés lors de l’étape (c) de découpe, évitant ainsi la contamination de l’ébauche 22 et par conséquent, de la préforme fibreuse 15. Le conduit d’aspiration 35 peut présenter un diamètre compris entre 20 mm et 50 mm, de préférence entre 20 mm et 30 mm, encore plus préférentiellement de 27 mm. Le conduit d’aspiration 35 peut être relié à un dispositif d’aspiration.
Le carter 33 est préférentiellement réalisé en matériau polymérique. Ceci permet d’alléger le poids total de l’outil de découpe 30. L’outil de découpe 30 comprend de manière non illustré un moteur d’entrainement de la lame de découpe 30.
Grâce à l’outil de découpe 30 automatisé et au tapis de protection 29 selon l’invention, il est possible de réaliser une découpe efficace, fiable, rapide et en toute sécurité de l’ébauche 22 de la préforme fibreuse 15.

Claims

REVENDICATIONS
1. Procédé de fabrication d’une préforme fibreuse (15) d’une aube (12) de turbomachine (1 ) d’aéronef, le procédé comprenant les étapes suivantes :
(a) fournir une ébauche (22) présentant un tissage tridimensionnel, l’ébauche
(22) comprenant au moins des première et seconde couches (23, 24) de fils tissés, les première et seconde couches (23, 24) comprenant chacune des fils de trame (26), les fils de trame (26) de chacune des première et seconde couches (23, 24) étant reliés entre eux par des mêmes fils de chaine (27),
(b) délier les fils de chaine (27) et les fils de trame (26) sur une partie (P11 ) de la première couche (23) pour former des fils flottés (28),
(c) découper les fils flottés (28) de cette partie (P11 ) de la première couche
(23), caractérisé en ce que l’étape (c) comprend les sous étapes suivantes :
(cO) positionner un tapis de protection (29) entre les fils flottés (28) de la première couche (23) et la seconde couche (24), et
(c1 ) découper les fils flottés (28) avec un outil de découpe (30) rotatif motorisé.
2. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’outil de découpe (30) comprend un manche de préhension (31 ) et une lame rotative (32) de découpe reliée au manche de préhension (31 ).
3. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la lame rotative (32) est circulaire et mobile en rotation autour de son axe de révolution (R).
4. Procédé de fabrication selon les revendications 2 et 3, caractérisé en ce que la lame rotative (32) présente un diamètre compris entre 20 mm et 100 mm, de préférence entre 30 mm et 50 mm.
5. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 2 ou 3 ou 4, caractérisé en ce que la lame rotative (32) comprend un matériau métallique.
6. Procédé de fabrication selon l’une des revendications 2 à 5, caractérisé en ce que l’outil de découpe (30) comprend en outre un carter (34) monté autour de la lame rotative (32) et présentant un conduit d’aspiration (35).
7. Procédé de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le carter (34) est réalisé en matériau polymérique.
8. Procédé de fabrication selon la revendication 2 ou l’une quelconque des revendications précédentes en combinaison avec la revendication 2, caractérisé en ce que l’outil de découpe (30) comprend un moteur d’entrainement de la lame rotative (32).
9. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le tapis de protection (29) comprend un matériau polymérique, de préférence choisi parmi les thermoplastiques.
10. Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le tapis de protection (29) présente une épaisseur comprise entre 1 mm et 10 mm, de préférence entre 1 mm et 5 mm.
PCT/FR2025/050267 2024-04-10 2025-04-03 Procede de fabrication d'une preforme fibreuse d'une aube Pending WO2025215313A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2403690A FR3161142B1 (fr) 2024-04-10 2024-04-10 Procede de fabrication d’une preforme fibreuse d’une aube
FRFR2403690 2024-04-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2025215313A1 true WO2025215313A1 (fr) 2025-10-16

Family

ID=91829852

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2025/050267 Pending WO2025215313A1 (fr) 2024-04-10 2025-04-03 Procede de fabrication d'une preforme fibreuse d'une aube

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3161142B1 (fr)
WO (1) WO2025215313A1 (fr)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2919955B1 (fr) * 2012-11-13 2017-08-02 Snecma Preforme et aube monobloc pour turbomachine
EP3212373B1 (fr) * 2014-10-30 2018-09-12 Safran Aircraft Engines Aube composite comprenant une plateforme munie d'un raidisseur
EP3288736B1 (fr) * 2015-04-29 2019-03-13 Safran Aircraft Engines Aube munie de plateformes possedant un raidisseur
EP3288737B1 (fr) * 2015-04-29 2019-04-03 Safran Aircraft Engines Aube munie de plateformes comportant des inserts
EP3511240A1 (fr) * 2018-01-12 2019-07-17 Safran Aircraft Engines Aube a longeron composite intégré tissée en une seule pièce
FR3081370A1 (fr) * 2018-05-22 2019-11-29 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
FR3091723A1 (fr) * 2019-01-15 2020-07-17 Safran Aircraft Engines Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une pièce de conformation
EP3911841B1 (fr) * 2019-01-15 2023-03-01 Safran Aircraft Engines Aube ou pale d'helice composite pour aeronef avec tissage particulier d'une préforme fibreuse recevant une vessie remplie d'une mousse de conformation

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2919955B1 (fr) * 2012-11-13 2017-08-02 Snecma Preforme et aube monobloc pour turbomachine
EP3212373B1 (fr) * 2014-10-30 2018-09-12 Safran Aircraft Engines Aube composite comprenant une plateforme munie d'un raidisseur
EP3288736B1 (fr) * 2015-04-29 2019-03-13 Safran Aircraft Engines Aube munie de plateformes possedant un raidisseur
EP3288737B1 (fr) * 2015-04-29 2019-04-03 Safran Aircraft Engines Aube munie de plateformes comportant des inserts
EP3511240A1 (fr) * 2018-01-12 2019-07-17 Safran Aircraft Engines Aube a longeron composite intégré tissée en une seule pièce
FR3081370A1 (fr) * 2018-05-22 2019-11-29 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
FR3091723A1 (fr) * 2019-01-15 2020-07-17 Safran Aircraft Engines Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une pièce de conformation
EP3911841B1 (fr) * 2019-01-15 2023-03-01 Safran Aircraft Engines Aube ou pale d'helice composite pour aeronef avec tissage particulier d'une préforme fibreuse recevant une vessie remplie d'une mousse de conformation

Also Published As

Publication number Publication date
FR3161142A1 (fr) 2025-10-17
FR3161142B1 (fr) 2026-04-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2022106774A1 (fr) Aube composite pour une turbomachine d'aéronef et son procédé de fabrication
EP4301657B1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3153280A1 (fr) Pièce aéronautique composite comprenant une portion surmoulée
EP4115050A1 (fr) Texture fibreuse pour aube de turbomachine en materiau composite
WO2020260810A1 (fr) Plateforme inter-aube avec caisson sacrificiel
EP4076911B1 (fr) Procédé de fabrication d'une grille en matériau composite
WO2025215313A1 (fr) Procede de fabrication d'une preforme fibreuse d'une aube
FR3126914A1 (fr) Aube en matériau composite comportant un renfort métallique et procédé de fabrication d’une telle aube
FR3049002A1 (fr) Pale de turbomachine aeronautique comprenant un element rapporte en materiau composite formant bord de fuite et procede de fabrication d'une telle pale
FR3138624A1 (fr) Procede de traitement d’une piece de turbomachine realisee en materiau composite
EP4511214A1 (fr) Procédé de fabrication d'une aube en matériau composite
EP4505045A1 (fr) Renfort pour une aube composite d'une turbomachine, comprenant un mélange de découpes de fibre et d'un tackifiant
EP4412810B1 (fr) Procede de fabrication d'une aube pour une turbomachine d'aeronef
FR3114042A1 (fr) Procede de fabrication d’une piece en materiau composite a structure alveolaire et piece correspondante
WO2025083353A1 (fr) Piece comprenant une barriere anti-feu
FR3153277A1 (fr) Aube composite à bord d’attaque en matériau thermoplastique
WO2026022441A1 (fr) Procede de fabrication d'une aube
FR3150832A1 (fr) Aube en matériau composite comportant un element de serrations et procédé de fabrication d’une telle aube
FR3160619A1 (fr) Procédé de fabrication d’une aube en materiau composite comportant un element de serrations
FR3153556A1 (fr) Moule pour la fabrication d’un carter annulaire
EP4655156A1 (fr) Anneau d'ecartement en materiau composite et son procede de fabrication
WO2025176956A1 (fr) Dispositif de moulage pour la fabrication d'un pied d'aube
EP4619620A1 (fr) Aube pour turbomachine d'aeronef et procede de fabrication associe
FR3152830A1 (fr) Aube pour une turbomachine d’aeronef
WO2025012548A1 (fr) Procede de fabrication d'une piece mecanique en materiau composite ayant un alesage forme a partir de deux preformes fibreuses

Legal Events

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

Ref document number: 25718657

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1