WO2022195192A1 - Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d - Google Patents

Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d Download PDF

Info

Publication number
WO2022195192A1
WO2022195192A1 PCT/FR2022/050405 FR2022050405W WO2022195192A1 WO 2022195192 A1 WO2022195192 A1 WO 2022195192A1 FR 2022050405 W FR2022050405 W FR 2022050405W WO 2022195192 A1 WO2022195192 A1 WO 2022195192A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fibrous reinforcement
outer skin
central core
face
reinforcement
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/050405
Other languages
English (en)
Inventor
Julien Paul SCHNEIDER-DIE-GROSS
Thomas GALLET
Jérémy GUIVARC'H
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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 filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to EP22713969.8A priority Critical patent/EP4308792A1/fr
Priority to CN202280022180.6A priority patent/CN117120705A/zh
Priority to US18/550,879 priority patent/US20240151148A1/en
Publication of WO2022195192A1 publication Critical patent/WO2022195192A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6034—Orientation of fibres, weaving, ply angle
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the general field of composite turbomachine parts formed of a central core surrounded by an outer skin.
  • the present invention finds application in particular in the field of turbine engine blades, such as stator blades for example.
  • the invention relates to a turbomachine part comprising a central core which comprises a first face and a second face opposite the first face, characterized in that the central core is surrounded on the one hand by a first skin external composite material comprising a first fibrous reinforcement woven according to a three-dimensional weaving located on the first face of the central core, and on the other hand by a second external skin made of composite material comprising a second fibrous reinforcement woven according to a three-dimensional weaving located on the second side of the central web.
  • Such a part makes it possible to locally adapt the fibrous reinforcement to the local constraints of the part.
  • such a part makes it possible to make thin edges.
  • the first fibrous reinforcement and the second fibrous reinforcement have a different weaving pattern.
  • the first fibrous reinforcement and the second fibrous reinforcement have a different size of strands.
  • the first fibrous reinforcement and the second fibrous reinforcement have a different number of layers.
  • At least one of the first fibrous reinforcement and the second fibrous reinforcement comprises a first portion with a first size of strands, and a second portion with a second size of strands.
  • the part comprises a platform formed by at least one loose zone formed on the first fiber reinforcement or the second fiber reinforcement, said loose zone being curved so as to protrude from said part.
  • a reinforcing ply is located on at least one of the first outer skin and the second outer skin, the reinforcing ply being a ply woven by two-dimensional weaving, or a ply woven by three-dimensional weaving, or a ply of unidirectional fibers.
  • the part is a profiled part which comprises an extrados, an intrados, a leading edge and a trailing edge, the first external skin being arranged on the intrados, and the second external skin being arranged on the extrados.
  • the first outer skin and the second outer skin join the leading edge and the trailing edge.
  • At least one of the first outer skin and the second outer skin comprises a thickness which decreases at the level of the leading edge, and at least one of the first outer skin and the second outer skin comprises a thickness which decreases at the trailing edge.
  • the first fibrous reinforcement comprises at least one of:
  • the invention relates to a method for manufacturing a part according to any one of the possible characteristics comprising the following steps:
  • FIG. 1 schematically represents a turbomachine part according to one possible embodiment of the invention.
  • Figure 2 schematically shows a sectional view of a profiled part of a turbomachine according to a possible embodiment of the invention.
  • FIG. 3A-3C Figures 3A, 3B and 3C schematically represent an embodiment of a preform of the part of Figure 1.
  • Figure 4 schematically represents the different steps of a process for manufacturing a part according to a possible implementation of the invention.
  • a turbomachine part 1 comprises a central core 2 which is surrounded by a first outer skin 3 comprising a first fiber reinforcement 31 densified by a matrix and a second outer skin 4 comprising a second fiber reinforcement 41 densified by a matrix.
  • the first outer skin 3 and the second outer skin 4 are arranged on either side of the central core, thus the first outer skin 3 is located on a first face of the central core 2 and the second outer skin 4 is located on a second face of the central core 2 which is opposite to the first face of the central core 2.
  • the turbomachine part 1 can be a part having a profiled section with a lower surface 11, a lower surface 12, a leading edge 13 and a trailing edge 14.
  • the part may in particular be a rotor vane or a stator vane, such as for example a stator vane (also known by the acronym OGV for “Outlet Guide Vane”).
  • the composite structure of the invention is particularly well suited for stator vanes.
  • the first outer skin 3 and the second outer skin 4 are made of a composite material each comprising a fibrous reinforcement woven according to a three-dimensional weaving densified by a matrix, for example a filled or unfilled resin. More specifically, the first outer skin 3 is formed by a first fiber reinforcement 31 densified by a matrix, and the second outer skin 4 is formed by a second fiber reinforcement 41 densified by a matrix.
  • three-dimensional weaving or “3D weaving”, we mean here a weaving for which warp yarns cross several layers of weft yarns, or weft yarns cross several layers of warp yarns.
  • the central core 2 is made of rigid honeycomb material, that is to say, a material having a low density such as for example a foam or a honeycomb honeycomb structure.
  • the central core can be made by molding or by machining in a block of rigid honeycomb material.
  • the core is preferably devoid of composite material comprising a fibrous reinforcement woven according to a three-dimensional weave densified by a matrix in order to minimize the overall mass of the part.
  • first outer skin 3 and the second outer skin 4 are distinct makes it possible to adapt the characteristics of the two outer skins 3 and 4 to the constraints encountered by each of the faces of the part 1.
  • first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 can have a different weaving pattern, thus making it possible to adapt the weaving pattern to the local constraints encountered by the face of the part 1.
  • the first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 can also have strands with different sizes, thus making it possible to locally increase the resistance of the part 1 while limiting the increase in the mass of the part 1.
  • size of strand reference is made here to the thickness of the strands which make up the yarns of the fiber preforms 31, 41.
  • the first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 can also have a different warp/weft ratio, thus making it possible to locally adapt the mechanical characteristics of the part 1.
  • warp/weft ratio reference is made here to the ratio between the number of warp threads and the number of weft threads for each fibrous reinforcement 31, 41.
  • the first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 can also have a different number of layers, again making it possible to locally increase the resistance of the part 1 while limiting the increase in the mass of part 1.
  • number of layers reference is made here to the number of layers of weft threads or warp threads.
  • first fibrous reinforcement 31 and/or the second fibrous reinforcement 41 can comprise a first portion with a first size of strands, and a second portion with a second size of strands different from the first size of strands. Both portions are 3D woven. A larger number of servings is also possible. It is also possible to use fibrous reinforcements in one portion.
  • FIGS. 3A to 3C illustrate the formation of a preform for the production of part 1. More specifically, FIGS. 3A and 3C represent respectively embodiment examples of the first fibrous reinforcement 31 and of the second fibrous reinforcement 41 before their shaping. and impregnating them with a resin. FIG. 3B represents the assembly of the first and second fibrous reinforcements 31 and 41 on the central core 2 and their shaping so as to form a preform 100 of the part 1.
  • the first fibrous reinforcement 31 comprises a first portion 31a with a first size of strands, and a second portion 31b with a second size of strands, the first size of strands being greater than the second strand size.
  • the second fibrous reinforcement 41 also comprises a first portion 41a and a second portion 41b, but however the first portion 41a and the second portion 41b have strands of identical size. The fact of using fibrous preforms in two portions makes it possible in particular to form platforms on part 1, as will be specified later.
  • the part 1 may include one or more platforms 5 formed on the first outer skin 3, and / or on the second outer skin 4.
  • the platform or platforms 5 can for example be used to fix the part 1 in the turbomachine, or serve to delimit the air stream in the turbomachine.
  • the platforms 5 can be formed by untied zones 51 of the fibrous reinforcements 31 and 41, these untied zones 51 being obtained by an unbinding zone 52 between the first portion and the second portion which form the fibrous reinforcement.
  • the fibrous reinforcement also comprises a drop zone 53 formed only warp yarns and which is then cut in order to release the untied zone(s) 51 initially connected to said drop zone 53.
  • the untied zone(s) 51 are bent towards the outside of the part 1 in order to form the platforms 5 once the fibrous reinforcement has been impregnated with a matrix precursor resin (FIGS. 1 and 2).
  • the shaping of the untied zones 51 can in particular be carried out with the mold for densifying the fibrous reinforcements 31, 41.
  • a reinforcing ply 6 can be deposited on the first outer skin 3 or on the second outer skin 4, or else both on the first fibrous reinforcement 31 and/or on the second fiber reinforcement 41 (not shown in Figure 3B).
  • the reinforcing ply 6 makes it possible to locally improve the mechanical characteristics of the part 1.
  • the reinforcing ply 6 can also make it possible to increase the resistance to erosion of the part 1.
  • the reinforcing ply 6 is formed by a ply woven by three-dimensional weaving.
  • the reinforcing ply 6 is formed by a ply woven by two-dimensional weaving.
  • two-dimensional weaving we mean here a classic weaving mode by which each weft thread passes from one side to the other of threads of a single warp layer or vice versa.
  • the reinforcing ply 6 is formed by sheets of unidirectional fibers (UD), which can be obtained by automatic fiber placement (AFP for "Automated Fiber Placement” according to the English expression), or by filament winding.
  • UD unidirectional fibers
  • AFP automatic fiber placement
  • filament winding filament winding
  • the first outer skin 3 is arranged on the intrados 11, and the second outer skin 4 is arranged on the extrados 12.
  • the first outer skin 3 is more reinforced than the second outer skin 4.
  • the first outer skin 3 and the second outer skin 4 join at the level of the leading edge 13 and at the level of the trailing edge 14, thus completely surrounding the central web 2.
  • the first fibrous reinforcement 31 of the first outer skin 3 can comprise strands larger than the strands of the second fibrous reinforcement 41 of the second outer skin 4.
  • the first fibrous reinforcement 31 of the first outer skin 3 can also comprise a number layers greater than the number of layers of the second fibrous reinforcement 41 of the second outer skin 4 and therefore be thicker.
  • the first fiber reinforcement 31 of the first outer skin 3 has a lower warp/weft ratio than the warp/weft ratio of the second fiber reinforcement 41 of the second outer skin 4.
  • the first outer skin 3 and/or the second outer skin 4 have a thickness which decreases at the level of the edge attack 13, as well as the first outer skin 3 and/or the second outer skin 4 have a thickness which decreases at the level of the trailing edge 14.
  • both the thickness of the first outer skin 3 and second outer skin 4 decreases in order to refine the leading edge 13 and the trailing edge 14 of the blade.
  • part 1 is manufactured according to the following process:
  • first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 placement of the first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 around the central core 2 so as to surround said central core 2, the first fibrous reinforcement 31 being arranged and shaped against the first face of the core 2 and the second fibrous reinforcement 41 being arranged and shaped against the second face of the central core 2.
  • the first fibrous reinforcement 31 and the second fibrous reinforcement 41 can for example be glued to the central core 2.
  • first fiber reinforcement 31 and of the second fiber reinforcement 41 densification of the first fiber reinforcement 31 and of the second fiber reinforcement 41 in order to form the first outer skin 3 and the second outer skin 4.
  • the first fiber reinforcement 31 and the second fiber reinforcement 41 are densified by injecting a precursor material of the matrix, for example a resin filled or not, in the porosities of the fibrous reinforcements, then by polymerizing the precursor material.

Landscapes

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

Abstract

L'invention concerne une pièce (1) de turbomachine comprenant une âme centrale (2) en matériau rigide alvéolé qui comprend une première face et une deuxième face opposée à la première face, caractérisé en ce que l'âme centrale (2) est entourée d'une part par une première peau externe (3) en matériau composite avec un premier renfort fibreux (31) tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la première face de l'âme centrale (2), et d'autre part par une deuxième peau externe (4) en matériau composite avec un deuxième renfort fibreux (41) tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la deuxième face de l'âme centrale (2).

Description

Description
Titre de l'invention : PIECE DE TURBOMACHINE COMPOSITE FORMEE D'UNE AME ENTOUREE PAR DEUX PREFORMES FIBREUSES TISSEES 3D Domaine Technique
La présente invention se rapporte au domaine général des pièces de turbomachine composites formées d’une âme centrale entourée d’une peau externe.
La présente invention trouve notamment son application dans le domaine des aubes de turbomachine, comme par exemple les aubes de redresseur.
Technique antérieure
Il est connu de fabriquer des pièces composites formées d’une âme centrale qui est entourée d’une peau externe, la peau apportant les caractéristiques mécaniques à la pièce et tandis que l’âme permet d’alléger la masse. Une telle conception composite est avantageuse pour des pièces qui sont soumises à des sollicitations en flexion.
Il est également connu d’utiliser des préformes fibreuses tissées 3D, dans la fabrication de telles pièces composites.
Pour la fabrication d’une pièce comprenant des bords fins, il est connu de fabriquer une préforme fibreuse tissée 3D formant une gaine à l’intérieur de laquelle l’âme est enfilée. Cependant, une telle solution peut provoquer l’apparition de défauts tels que des pincements ou des torons accrochés en enfilant l’âme centrale dans la gaine formée par la préforme fibreuse. En outre, le fait que la préforme fibreuse tissée 3D soit une gaine impose des contraintes de tissage, comme par exemple le nombre de couches totales est identique sur toute la hauteur de la gaine, limitant ainsi les choix de conception pour la pièce.
Exposé de l’invention
La présente invention a donc pour but principal de fournir une solution répondant aux problèmes décrits précédemment. Selon un premier aspect, l’invention concerne une pièce de turbomachine comprenant une âme centrale qui comprend une première face et une deuxième face opposée à la première face, caractérisé en ce que l’âme centrale est entourée d’une part par une première peau externe en matériau composite comprenant un premier renfort fibreux tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la première face de l’âme centrale, et d’autre part par une deuxième peau externe en matériau composite comprenant un deuxième renfort fibreux tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la deuxième face de l’âme centrale.
Une telle pièce permet d’adapter localement le renfort fibreux aux contraintes locales de la pièce. En outre, une telle pièce permet de fabriquer des bords fins.
Selon une caractéristique possible, le premier renfort fibreux et le deuxième renfort fibreux présentent un motif de tissage différent.
Selon une caractéristique possible, le premier renfort fibreux et le deuxième renfort fibreux présentent une taille de torons différente.
Selon une caractéristique possible, le premier renfort fibreux et le deuxième renfort fibreux possèdent un nombre de couches différent.
Selon une caractéristique possible, au moins un parmi le premier renfort fibreux et le deuxième renfort fibreux comprend une première portion avec une première taille de torons, et une deuxième portion avec une deuxième taille de torons.
Selon une caractéristique possible, la pièce comprend une plateforme formée par au moins une zone déliée formée sur le premier renfort fibreux ou le deuxième renfort fibreux, ladite zone déliée étant recourbée de sorte à faire saillie de ladite pièce.
Selon une caractéristique possible, un pli de renfort est situé sur au moins une parmi la première peau externe et la deuxième peau externe, le pli de renfort étant un pli tissé par tissage bidimensionnel, ou un pli tissé par tissage tridimensionnel, ou une nappe de fibres unidirectionnelles.
Selon une caractéristique possible, la pièce est une pièce profilée qui comprend un extrados, un intrados, un bord d’attaque et un bord de fuite, la première peau externe étant disposée sur l’intrados, et la deuxième peau externe étant disposée sur l’extrados. Selon une caractéristique possible, la première peau externe et la deuxième peau externe se joignent au bord d’attaque et au bord de fuite.
Selon une caractéristique possible, au moins un parmi la première peau externe et la deuxième peau externe comprend une épaisseur qui diminue au niveau du bord d’attaque, et au moins un parmi la première peau externe et la deuxième peau externe comprend une épaisseur qui diminue au niveau du bord de fuite.
Selon une caractéristique possible, le premier renfort fibreux comprend au moins un parmi :
- un motif de tissage différent que le motif de tissage du deuxième renfort fibreux ;
- des torons plus grand que les torons du deuxième renfort fibreux ;
- un nombre de couche plus important que le nombre de couche du deuxième renfort fibreux ;
- un ratio chaine/trame plus faible que le ratio chaine/trame du deuxième renfort fibreux.
Selon un deuxième aspect, l’invention concerne un procédé de fabrication d’une pièce selon l’une quelconque des caractéristiques possibles comprenant les étapes suivantes :
- fabrication du premier renfort fibreux et du deuxième renfort fibreux par tissage tridimensionnel ;
- placement du premier renfort fibreux et du deuxième renfort fibreux autour de l’âme centrale de sorte à entourer ladite âme centrale, le premier renfort fibreux étant disposé contre la première face de l’âme centrale et le deuxième renfort fibreux étant disposé contre la deuxième face de l’âme centrale ;
- densification du premier renfort fibreux et du deuxième renfort fibreux afin de former la première peau externe et la deuxième peau externe.
Brève description des dessins
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif.
[Fig. 1] La figure 1 représente schématiquement une pièce de turbomachine selon un mode de réalisation possible de l’invention. [Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement une vue en coupe d’une pièce profilée de turbomachine selon un mode de réalisation possible de l’invention.
[Fig. 3A-3C] Les figures 3A, 3B et 3C représentent schématiquement un exemple de réalisation d’une préforme de la pièce de la figure 1.
[Fig. 4] La figure 4 représente schématiquement les différentes étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce selon une mise en oeuvre possible de l’invention.
Description des modes de réalisation
Comme cela est illustré sur la figure 1 , une pièce 1 de turbomachine comprend une âme centrale 2 qui est entourée par une première peau externe 3 comprenant un premier renfort fibreux 31 densifié par une matrice et une deuxième peau externe 4 comprenant un deuxième renfort fibreux 41 densifié par une matrice. La première peau externe 3 et la deuxième peau externe 4 sont disposées de part et d’autre de l’âme centrale, ainsi la première peau externe 3 est située sur une première face de l’âme centrale 2 et la deuxième peau externe 4 est située sur une deuxième face de l’âme centrale 2 qui est opposée à la première face de l’âme centrale 2.
Comme cela est illustré sur la figure 2, la pièce 1 de turbomachine peut être une pièce présentant une section profilée avec un intrados 11 , un extrados 12, un bord d’attaque 13 et un bord de fuite 14. En effet, l’invention est particulièrement adaptée pour les contraintes rencontrées par les aubes. La pièce peut notamment être une aube de rotor ou une aube de stator, telle que par exemple une aube de redresseur (également connu sous l’acronyme anglais OGV pour « Outlet Guide Vane »). En effet, la structure composite de l’invention est particulièrement bien adaptée pour les aubes de redresseur.
La première peau externe 3 et la deuxième peau externe 4 sont en un matériau composite comprenant chacune un renfort fibreux tissé selon un tissage tridimensionnel densifié par une matrice, par exemple une résine chargée ou non. Plus précisément, la première peau externe 3 est formée par un premier renfort fibreux 31 densifié par une matrice, et la deuxième peau externe 4 est formée par un deuxième renfort fibreux 41 densifié par une matrice. Par « tissage tridimensionnel » ou « tissage 3D », on entend ici un tissage pour lequel des fils de chaîne traversent plusieurs couches de fils de trame, ou des fils de trame traversent plusieurs couches de fils de chaîne.
Une telle pièce 1 composite permet d’avoir une masse allégée grâce à l’utilisation d’une âme en matériau léger tout en apportant à la pièce 1 les propriétés mécaniques permettant de résister aux contraintes d’utilisation de la pièce 1 grâce aux peaux externes 3 et 4 à renforts fibreux tissés 3D. Plus précisément, l’âme centrale 2 est en matériau rigide alvéolé, c’est-à-dire, un matériau présentant une faible densité comme par exemple une mousse ou une structure alvéolaire en nid d’abeilles. L’âme centrale peut être réalisée par moulage ou par usinage dans un bloc de matériau rigide alvéolé. L’âme est de préférence dépourvue de matériau composite comprenant un renfort fibreux tissé selon un tissage tridimensionnel densifié par une matrice afin de minimiser la masse globale de la pièce.
En outre, le fait que la première peau externe 3 et la deuxième peau externe 4 soient distinctes permet d’adapter les caractéristiques des deux peaux externes 3 et 4 aux contraintes rencontrées par chacune des faces de la pièce 1.
Ainsi, le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 peuvent présenter un motif de tissage différent, permettant ainsi d’adapter le motif de tissage aux contraintes locales rencontrées par la face de la pièce 1.
Le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 peuvent également présenter des torons avec des tailles différentes, permettant ainsi d’augmenter localement la résistance de la pièce 1 tout en limitant l’augmentation de la masse de la pièce 1. Par taille de toron il est fait ici référence à l’épaisseur des torons qui composent les fils des préformes fibreuses 31 , 41.
Le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 peuvent également présenter un ratio chaîne/trame différent, permettant ainsi d’adapter localement les caractéristiques mécaniques de la pièce 1. Par ratio chaîne/trame il est fait ici référence au ratio entre le nombre de fils chaîne et le nombre de fils de trame pour chaque renfort fibreux 31 , 41.
Le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 peuvent également présenter un nombre de couches différent, permettant là aussi d’augmenter localement la résistance de la pièce 1 tout en limitant l’augmentation de la masse de la pièce 1. Par nombre de couches, il est fait ici référence au nombre de couches de fils de trame ou de fils de chaîne.
Par ailleurs, le premier renfort fibreux 31 et/ou le deuxième renfort fibreux 41 peuvent comprendre une première portion avec une première taille de torons, et une deuxième portion avec une deuxième taille de torons différente de la première taille de torons. Les deux portions sont tissées 3D. Un nombre plus important de portions est également possible. Il est également possible d’utiliser des renforts fibreux en une portion.
Les figures 3A à 3C illustrent la formation d’une préforme pour la réalisation de la pièce 1. Plus précisément, les figures 3A et 3C représentent respectivement des exemples de réalisation du premier renfort fibreux 31 et du deuxième renfort fibreux 41 avant leur mise en forme et leur imprégnation avec une résine. La figure 3B représente l’assemblage des premier et deuxième renforts fibreux 31 et 41 sur l’âme centrale 2 et leur mise en forme de manière à former une préforme 100 de la pièce 1.
Dans l’exemple de réalisation illustré sur les figures 3A à 3C, le premier renfort fibreux 31 comprend une première portion 31a avec une première taille de torons, et une deuxième portion 31 b avec une deuxième taille de torons, la première taille de torons étant supérieure à la deuxième taille de torons. En outre, le deuxième renfort fibreux 41 comprend également une première portion 41a et une deuxième portion 41 b, mais toutefois la première portion 41 a et la deuxième portion 41 b présentent des torons de taille identique. Le fait d’utiliser des préformes fibreuses en deux portions permet notamment de former des plateformes sur la pièce 1 , comme cela sera précisé plus tard.
Comme visible sur la figure 1 , la pièce 1 peut comprendre une ou des plateformes 5 formées sur la première peau externe 3, et/ou sur la deuxième peau externe 4. La ou les plateformes 5 peuvent par exemple servir à la fixation de la pièce 1 dans la turbomachine, ou servir à la délimitation de la veine d’air dans la turbomachine.
Comme cela est illustré sur les figures 3A à 3C, les plateformes 5 peuvent être formées par des zones déliées 51 des renforts fibreux 31 et 41 , ces zones déliées 51 étant obtenues par une zone de déliaison 52 entre la première portion et la deuxième portion qui forment le renfort fibreux. Par ailleurs, lorsque des zones déliées 51 sont formées sur un renfort fibreux, le renfort fibreux comprend également une zone de chute 53 formée uniquement fils de chaîne et qui est ensuite coupée afin de libérer la ou les zones déliées 51 initialement reliée à ladite zone de chute 53. Une fois la ou les zones déliées 51 libérées, la ou les zones déliées 51 sont pliées vers l’extérieur de la pièce 1 afin de former les plateformes 5 une fois le renfort fibreux imprégné par une résine précurseur de matrice (figures 1 et 2). La mise en forme des zones déliées 51 peut notamment être réalisée avec le moule de densification des renforts fibreux 31 , 41.
En outre, comme cela est illustré sur la figure 3B, un pli de renfort 6 peut être déposé sur la première peau externe 3 ou sur la deuxième peau externe 4, ou bien à la fois sur le premier renfort fibreux 31 et/ou sur le deuxième renfort fibreux 41 (non représenté sur la figure 3B). Le pli de renfort 6 permet d’améliorer localement les caractéristiques mécaniques de la pièce 1. Le pli de renfort 6 peut également permettre d’augmenter la résistance à l’érosion de la pièce 1. Selon une première variante possible, le pli de renfort 6 est formé par un pli tissé par tissage tridimensionnel.
Selon une deuxième variante possible, le pli de renfort 6 est formé par un pli tissé par tissage bidimensionnel. Par « tissage bidimensionnel », on entend ici un mode de tissage classique par lequel chaque fil de trame passe d’un côté à l’autre de fils d’une seule couche de chaîne ou inversement.
Selon une troisième variante possible, le pli de renfort 6 est formé par des nappes de fibres unidirectionnelles (UD), qui peuvent être obtenues par placement automatique des fibres (AFP pour « Automated Fibre Placement » selon l’expression anglo-saxonne), ou par enroulement filamentaire. La direction des fibres est adaptée en fonction des caractéristiques mécaniques de la pièce 1 à renforcer.
Comme visible sur la figure 2, la première peau externe 3 est disposée sur l’intrados 11 , et la deuxième peau externe 4 est disposée sur l’extrados 12. Selon une caractéristique avantageuse, la première peau externe 3 est plus renforcée que la deuxième peau externe 4. La première peau externe 3 et la deuxième peau externe 4 se joignent au niveau du bord d’attaque 13 et au niveau du bord de fuite 14, entourant ainsi complètement l’âme centrale 2. Ainsi, le premier renfort fibreux 31 de la première peau externe 3 peut comprendre des torons plus grands que les torons du deuxième renfort fibreux 41 de la deuxième peau externe 4. Le premier renfort fibreux 31 de la première peau externe 3 peut également comprendre un nombre de couches plus important que le nombre de couches du deuxième renfort fibreux 41 de la deuxième peau externe 4 et être, par conséquent, plus épais.
Le premier renfort fibreux 31 de la première peau externe 3 présente un ratio chaine/trame plus faible que le ratio chaine/trame du deuxième renfort fibreux 41 de la deuxième peau externe 4.
En outre, afin de former les bords fins de l’aube que sont le bord d’attaque 13 et le bord de fuite 14, la première peau externe 3 ou/et la deuxième peau externe 4 ont une épaisseur qui diminue au niveau du bord d’attaque 13, ainsi que la première peau externe 3 et/ou la deuxième peau externe 4 ont une épaisseur qui diminue au niveau du bord de fuite 14. Sur la variante illustrée sur la figure 2, à la fois l’épaisseur de la première peau externe 3 et de la deuxième peau externe 4 diminue afin d’affiner le bord d’attaque 13 et le bord de fuite 14 de l’aube.
Comme cela est illustré sur la figure 4, la pièce 1 est fabriquée selon le procédé suivant :
- 100 : fabrication du premier renfort fibreux 31 et du deuxième renfort fibreux 41 par tissage tridimensionnel. Lors de cette étape 100 de fabrication des renforts fibreux 31 , 41 , les zones de déliaison 52 peuvent être réalisées si des plateformes 5 doivent être formées.
- 200 : placement du premier renfort fibreux 31 et du deuxième renfort fibreux 41 autour de l’âme centrale 2 de sorte à entourer ladite âme centrale 2, le premier renfort fibreux 31 étant disposé et mis en forme contre la première face de l’âme centrale 2 et le deuxième renfort fibreux 41 étant disposé et mis en forme contre la deuxième face de l’âme centrale 2. Le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 peuvent par exemple être collés sur l’âme centrale 2.
- 300 : densification du premier renfort fibreux 31 et du deuxième renfort fibreux 41 afin de former la première peau externe 3 et la deuxième peau externe 4. Le premier renfort fibreux 31 et le deuxième renfort fibreux 41 sont densifiés en injectant un matériau précurseur de la matrice, par exemple une résine chargée ou non, dans les porosités des renforts fibreux, puis en polymérisant le matériau précurseur.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Pièce (1) de turbomachine comprenant une âme centrale (2) en matériau rigide alvéolé qui comprend une première face et une deuxième face opposée à la première face, caractérisé en ce que l’âme centrale (2) est entourée d’une part par une première peau externe (3) en matériau composite comprenant un premier renfort fibreux (31) tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la première face de l’âme centrale (2), et d’autre part par une deuxième peau externe (4) en matériau composite comprenant un deuxième renfort fibreux (41) tissé selon un tissage tridimensionnel située sur la deuxième face de l’âme centrale (2).
[Revendication 2] Pièce (1) selon la revendication 1 , dans laquelle le premier renfort fibreux (31) et le deuxième renfort fibreux (41) présentent un motif de tissage différent.
[Revendication 3] Pièce (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 2, dans laquelle le premier renfort fibreux (31) et le deuxième renfort fibreux (41) présentent une taille de torons différente.
[Revendication 4] Pièce (1) selon l”une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le premier renfort fibreux (31) et le deuxième renfort fibreux (41) possèdent un nombre de couches différent.
[Revendication 5] Pièce (1) selon l”une quelconque des revendications 1 à 4, dans laquelle au moins un parmi le premier renfort fibreux (31 ) et le deuxième renfort fibreux (41) comprend une première portion (31a, 41a) avec une première taille de torons, et une deuxième portion (31 b, 41 b) avec une deuxième taille de torons.
[Revendication 6] Pièce (1) selon l”une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle ladite pièce (1) comprend une plateforme (5) formée par au moins une zone déliée (51 ) formée sur le premier renfort fibreux (31 ) ou le deuxième renfort fibreux (41), ladite zone déliée (51) étant recourbée de sorte à faire saillie de ladite pièce (1)-
[Revendication 7] Pièce (1) selon l”une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle un pli de renfort (6) est situé sur au moins une parmi la première peau externe (3) et la deuxième peau externe (4), le pli de renfort (6) étant un pli tissé par tissage bidimensionnel, ou un pli tissé par tissage tridimensionnel, ou une nappe de fibres unidirectionnelles.
[Revendication 8] Pièce (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle ladite pièce (1) est une pièce (1 ) profilée qui comprend un intrados (11 ), un extrados (12), un bord d’attaque (13) et un bord de fuite (14), la première peau externe (3) étant disposée sur l’intrados (11 ), et la deuxième peau externe (4) étant disposée sur l’extrados (12).
[Revendication 9] Pièce (1 ) selon la revendication 8, dans laquelle la première peau externe (3) et la deuxième peau externe (4) se joignent au bord d’attaque (13) et au bord de fuite (14).
[Revendication 10] Pièce (1 ) selon la revendication 9, dans laquelle au moins un parmi la première peau externe (3) et la deuxième peau externe (4) comprend une épaisseur qui diminue au niveau du bord d’attaque (13), et au moins un parmi la première peau externe (3) et la deuxième peau externe (4) comprend une épaisseur qui diminue au niveau du bord de fuite (14).
[Revendication 11 ] Pièce (1 ) selon l’une quelconque des revendications 8 à 10, dans laquelle le premier renfort fibreux (31 ) comprend au moins un parmi :
- un motif de tissage différent que le motif de tissage du deuxième renfort fibreux (41 )
- des torons plus grand que les torons du deuxième renfort fibreux (41 ),
- un nombre de couche plus important que le nombre de couche du deuxième renfort fibreux (41 ),
- un ratio chaine/trame plus faible que le ratio chaine/trame du deuxième renfort fibreux (41 ).
[Revendication 12] Procédé de fabrication d’une pièce (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11 comprenant les étapes suivantes :
- (100) : fabrication du premier renfort fibreux (31 ) et du deuxième renfort fibreux (41 ) par tissage tridimensionnel ;
- (200) : placement du premier renfort fibreux (31 ) et du deuxième renfort fibreux (41 ) autour de l’âme centrale (2) en matériau rigide alvéolé de sorte à entourer ladite âme centrale (2), le premier renfort fibreux (31) étant disposé contre la première face de l’âme centrale (2) et le deuxième renfort fibreux (41) étant disposé contre la deuxième face de l’âme centrale (2) ;
- (300) : densification du premier renfort fibreux (31) et du deuxième renfort fibreux (41 ) afin de former la première peau externe (3) et la deuxième peau externe (4).
PCT/FR2022/050405 2021-03-17 2022-03-07 Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d WO2022195192A1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP22713969.8A EP4308792A1 (fr) 2021-03-17 2022-03-07 Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d
CN202280022180.6A CN117120705A (zh) 2021-03-17 2022-03-07 由两个3d编织纤维预制件包围的芯体构成的复合涡轮发动机部件
US18/550,879 US20240151148A1 (en) 2021-03-17 2022-03-07 Composite turbomachine part formed of a core surrounded by two 3d woven fibrous preforms

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2102688 2021-03-17
FR2102688A FR3120910A1 (fr) 2021-03-17 2021-03-17 Pièce de turbomachine composite formée d’une âme entourée par deux préformes fibreuses tissées 3D

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2022195192A1 true WO2022195192A1 (fr) 2022-09-22

Family

ID=75539628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2022/050405 WO2022195192A1 (fr) 2021-03-17 2022-03-07 Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20240151148A1 (fr)
EP (1) EP4308792A1 (fr)
CN (1) CN117120705A (fr)
FR (1) FR3120910A1 (fr)
WO (1) WO2022195192A1 (fr)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2516263B1 (fr) * 2009-12-21 2014-09-10 Snecma Pale d'helice d'aeronef
US9616629B2 (en) * 2010-07-02 2017-04-11 Snecma Blade having an integrated composite spar
US20180319101A1 (en) * 2015-11-06 2018-11-08 Safran A method of fabricating a composite material part having a body integral with one or more platforms
US20190255738A1 (en) * 2016-09-02 2019-08-22 Porcher Industries Fibrous structure and 3d preform for a composite part
EP3511240B1 (fr) * 2018-01-12 2020-02-12 Safran Aircraft Engines Aube a longeron composite intégré tissée en une seule pièce
US20200378042A1 (en) * 2017-11-14 2020-12-03 Safran Ceramics A fiber structure and a composite material part incorporating such a structure

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2939129B1 (fr) * 2008-11-28 2014-08-22 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication.
JP6038178B2 (ja) * 2012-01-09 2016-12-07 スネクマ 複合材料で作成され、プラットフォームが一体化されたタービンエンジンブレード用の繊維プリフォーム、およびそれを作成する方法
WO2014135798A1 (fr) * 2013-03-07 2014-09-12 Snecma Insert fibreux destine a combler un espace vide d'une preforme fibreuse pour la fabrication d'une piece en materiau composite de turbomachine
BR112018007298B1 (pt) * 2015-10-13 2022-07-19 Albany Engineered Composites, Inc Pré-formas tecidas tridimensionais, métodos para formar as pré-formas tecidas tridimensionais, compósito e método para formar um compósito

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2516263B1 (fr) * 2009-12-21 2014-09-10 Snecma Pale d'helice d'aeronef
US9616629B2 (en) * 2010-07-02 2017-04-11 Snecma Blade having an integrated composite spar
US20180319101A1 (en) * 2015-11-06 2018-11-08 Safran A method of fabricating a composite material part having a body integral with one or more platforms
US20190255738A1 (en) * 2016-09-02 2019-08-22 Porcher Industries Fibrous structure and 3d preform for a composite part
US20200378042A1 (en) * 2017-11-14 2020-12-03 Safran Ceramics A fiber structure and a composite material part incorporating such a structure
EP3511240B1 (fr) * 2018-01-12 2020-02-12 Safran Aircraft Engines Aube a longeron composite intégré tissée en une seule pièce

Also Published As

Publication number Publication date
CN117120705A (zh) 2023-11-24
FR3120910A1 (fr) 2022-09-23
EP4308792A1 (fr) 2024-01-24
US20240151148A1 (en) 2024-05-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2516263B1 (fr) Pale d'helice d'aeronef
EP2588758B1 (fr) Aube a longeron composite intégré
CA2862685C (fr) Preforme fibreuse d'une aube de turbomachine en materiau composite a plate-forme integree, et son procede de realisation
EP2929073B1 (fr) Procede de fabrication d'un pied d'aube de turbomachine en materiau composite et pied d'aube obtenu par un tel procede
FR3081370A1 (fr) 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
EP4051476B1 (fr) Preforme fibreuse tissee pour realiser une piece en materiau composite, notamment une aube de turbomachine
WO2021255366A1 (fr) Aube en materiau composite a renfort fibreux tisse tridimensionnel et peau tissee bidimensionnel et son procede de fabrication
EP4077884B1 (fr) Aube de soufflante ou d'helice pour une turbomachine d'aeronef et procédé de fabrication
EP3847006B1 (fr) Carter en materiau composite avec raidisseur integre
WO2022195192A1 (fr) Piece de turbomachine composite formee d'une ame entouree par deux preformes fibreuses tissees 3d
WO2022184997A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
EP4115050A1 (fr) Texture fibreuse pour aube de turbomachine en materiau composite
WO2021181045A1 (fr) Aube comprenant une structure en matériau composite et procédé de fabrication associé
FR3111660A1 (fr) Aube en matériau composite à peau tissée bidimensionnel intégrant un insert métallique et son procédé de fabrication
FR3139498A1 (fr) Aube ou pale d’hélice avec pied composite creux
WO2023111419A1 (fr) Procédé de fabrication d'une pièce, en particulier une pièce en matériau composite
FR3141094A1 (fr) Aube ou pale avec pied réalisé par croisement de trames
WO2023209289A1 (fr) Aube ou pale d'hélice avec pied composite creux
WO2023209312A1 (fr) Aube ou pale d'hélice avec pied composite enroulé
FR3134139A1 (fr) Renfort pour une aube composite d’une turbomachine, comprenant un empilement de plis

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: 22713969

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2022713969

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2022713969

Country of ref document: EP

Effective date: 20231017