FR3134744A1 - Procede de fabrication d’une aube en materiau composite - Google Patents
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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. Figure abrégé : figure 6
Description
La présente invention se rapporte au domaine général de la fabrication des aubes pour les turbomachines, en particulier d’aéronefs.
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.
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.
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.
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’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 ;
- 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 ;
- il 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 ;
- 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 ;
-- 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 ;
-- l’insert de renfort comprend une enveloppe d’étanchéité enrobant le matériau alvéolaire ;
-- le matériau alvéolaire de l’insert de renfort est choisi parmi une mousse polymère, une mousse d’aluminium, un nida métallique et/ou un polymère d’aramide;
-- l’insert de renfort peut être réalisée par fabrication additive ;
-- l’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.
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
- la
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Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures.
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 . 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 1a, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 1b et un compresseur haute pression 1c, une chambre de combustion 1d, au moins une turbine 1e 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 , le redresseur 1f est situé en aval de la soufflante 1a et permet de redresser un flux secondaire F2.
La soufflante 1a 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 1b puis du compresseur haute pression 1c. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé 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 1a, le compresseur basse pression 1b, 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 ) 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 ) 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 1a de la turbomachine 1 de la .
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 1b 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 , chaque aube 2 s’étend, d’une part, suivant un axe longitudinal A (disposé horizontalement sur la ), et d’autre part, suivant un axe d’allongement B (disposé verticalement sur la ). 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 11b.
La 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 , 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 ( ). 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 ( ).
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 , 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 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 comprise entre -300 et -900 mBar, notamment 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, notamment pour dans le cas d’une couche de fibres 202 pré-imprégnées 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 ) 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 , 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 , 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 ( ) pour définir l’ébauche fibreuse 200 avec une forme incurvée en U ou en V ( ).
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 ( ) ou en V ( ).
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 , la seconde surface 50 est plane. En variante, la seconde surface 50 du second support 5 est incurvée notamment en U ou en V ( ).
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 ( ) ou en V ( ).
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 , la préforme fibreuse 220 comprend des peaux intrados 222 et extrados 224 réunies entre elles.
Le second mode de réalisation illustré sur la se distingue du procédé du premier mode de réalisation de la 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 ( ) ou en V ( ).
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. 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 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 pré-imprégnées « 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 ( ). Alternativement, l’insert de renfort 232 peut être positionné à quelques endroits prédéfinis de l’espace interne 232 ( ).
En référence à la , 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 (11)
- 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),
et 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). - 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.
- Procédé de fabrication selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé 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.
- Procédé de fabrication selon la revendication 3, caractérisé en ce que 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.
- Procédé de fabrication selon la revendication 4, caractérisé en ce qu’il 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).
- Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l’étape (a) est réalisée manuellement ou par une machine (4).
- Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, 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.
- Procédé de fabrication selon la revendication 7, 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.
- Procédé de fabrication selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisé en ce que la résine est thermodurcissable, et est par exemple une résine époxy.
- Procédé de fabrication selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisé en ce que la résine est thermoplastique, et par exemple une résine polyéther-éther-cétone, le polyaryléthercétone ou le poly-éther-imide.
- Procédé de fabrication selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, 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.
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1302857A (fr) * | 1969-02-17 | 1973-01-10 | ||
| US4626172A (en) * | 1983-03-18 | 1986-12-02 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Variable-pitch multi-blade propeller incorporating individually dismountable blades made of composite materials, process for manufacturing such blades and blades thus produced |
| US20180334913A1 (en) * | 2017-05-22 | 2018-11-22 | Ratier-Figeac Sas | Method of manufacturing a composite aircraft blade |
| EP3542999A1 (fr) * | 2018-03-09 | 2019-09-25 | Rolls-Royce plc | Pale de ventilateur composite et son procédé de fabrication |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6921503B1 (en) * | 2002-12-02 | 2005-07-26 | Foam Matrix, Inc. | Lost foam molding |
| FR2892339B1 (fr) * | 2005-10-21 | 2009-08-21 | Snecma Sa | Procede de fabrication d'une aube de turbomachine composite, et aube obtenue par ce procede |
| FR2936735B1 (fr) * | 2008-10-06 | 2010-10-15 | Airbus France | Procede de fabrication d'une piece en materiau composite avec une forme concave, notamment une section en u et dispositif pour sa mise en oeuvre. |
| FR2942600A1 (fr) * | 2009-02-27 | 2010-09-03 | Airbus France | Procede de compactage en cote finie d'une piece composite thermoplastique a fibres continues |
| DE102017119541A1 (de) * | 2017-08-25 | 2019-02-28 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Kern-Mantel Halbzeug |
-
2022
- 2022-04-21 FR FR2203683A patent/FR3134744A1/fr active Pending
-
2023
- 2023-04-11 WO PCT/FR2023/050516 patent/WO2023203293A1/fr unknown
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1302857A (fr) * | 1969-02-17 | 1973-01-10 | ||
| US4626172A (en) * | 1983-03-18 | 1986-12-02 | Societe Nationale Industrielle Aerospatiale | Variable-pitch multi-blade propeller incorporating individually dismountable blades made of composite materials, process for manufacturing such blades and blades thus produced |
| US20180334913A1 (en) * | 2017-05-22 | 2018-11-22 | Ratier-Figeac Sas | Method of manufacturing a composite aircraft blade |
| EP3542999A1 (fr) * | 2018-03-09 | 2019-09-25 | Rolls-Royce plc | Pale de ventilateur composite et son procédé de fabrication |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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