FR2953225A1

FR2953225A1 - Composite component i.e. contoured preform, for forming e.g. low pressure compressor blade of turbojet engine of airplane, has leading edge comprising weft and reinforcing yarns that contain carbon and metal fibers, respectively

Info

Publication number: FR2953225A1
Application number: FR0958502A
Authority: FR
Inventors: Dominique Coupe; Bruno Jacques Gerard Dambrine; Jean Noel Mahieu
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-11-30
Filing date: 2009-11-30
Publication date: 2011-06-03
Anticipated expiration: 2029-11-30
Also published as: FR2953225B1

Abstract

The component i.e. contoured preform (10), has a leading edge (20) comprising weft yarns, and reinforcing yarns arranged in the form of warp yarns whose direction forms a longitudinal direction of the component. The reinforcing yarns and the weft yarns contain carbon fibers (24a, 26a) and metal fibers (24b, 26b), respectively. A synthetic matrix connects the carbon fibers and the metal fibers of the reinforcing yarns to form the component. The metal fibers are connected with a current source and/or a metal structure of an aircraft. An independent claim is also included for an aircraft comprising a component.

Description

L'invention concerne un composant comportant des fils de renfort sous la forme de fils de chaîne et de fils de trame tissés en trois dimensions, la direction des fils de chaîne formant la direction longitudinale dudit composant. The invention relates to a component comprising reinforcement yarns in the form of warp yarns and weft yarns woven in three dimensions, the direction of the warp yarns forming the longitudinal direction of said component.

Un tel composant est en particulier utilisé pour une aube composite du type comprenant une préforme en fils ou fibres tissé(e)s en trois dimensions et un liant maintenant la disposition relative entre les fils de la préforme, ladite étant formée de fils de chaîne et de fils de trame, la direction des fils de chaîne formant la direction longitudinale de la préforme. En particulier, la présente invention se rapporte à une aube de soufflante pour une turbomachine, notamment un turbo-réacteur. Cependant, on envisage également dans le cadre de la présente invention de fabriquer une aube destinée à un compresseur basse pression où les températures atteintes en fonctionnement sont compatibles avec la résistance thermomécanique de ce type d'aube. De manière habituelle, les aubes de soufflantes réalisées en matériau composite, en particulier en fibres de carbone, sont réalisées à partir d'un empilement de plis unidirectionnels préimprégnés que l'on place dans un moule en orientant différemment les plis successifs, avant compactage et polymérisation à l'autoclave. Cette technique très délicate requiert d'effectuer les opérations d'empilage de plis de manière manuelle, ce qui est long et coûteux. Il a aussi été proposé de préparer des préformes tissées de fibres sèches qui sont ensuite assemblées par couture, avant une imprégnation par résine par injection dans un moule fermé. Une alternative a consisté à réaliser une seule préforme tissée qui est montée avec un ou plusieurs inserts pleins avant injection. Ces solutions (US 5 672 417 et US 5 013 216) présentent toutefois l'inconvénient de nécessiter l'assemblage de plusieurs pièces et de créer dans ces zones d'assemblage, des sites privilégiés de fragilité, par exemple de délaminage, ce qui est très néfaste en termes de résistance mécanique, notamment pour la tenue aux impacts. Pour surmonter ces inconvénients, le document FR2861143 a proposé de réaliser une préforme en fils ou fibres tissé(e)s en trois dimensions permettant de former à elle seule, après découpe éventuelle et injection, la pièce finale formant toute les parties de l'aube de turbomachine, sans recourir à l'utilisation d'inserts ou de toute autre portion rapportée. Dans ce cas, cependant, quelle que soit l'origine de la préforme polymérisée (un stratifié pré imprégné ou bien une préforme tissée en trois dimensions), après le démoulage de la pièce intermédiaire obtenue à l'issue de l'injection, il reste encore un certain nombre d'opérations à réaliser pour obtenir la pièce finale. Parmi ces différentes opérations, on réalise l'usinage précis notamment des contours du bord d'attaque, du bord de fuite et du pied. En effet, ces zones doivent répondre à des côtes de construction très précises. Ainsi, dans le cas du pied de l'aube, une attention particulière est requise pour ses portées, à savoir les surfaces soumises à d'importantes contraintes pendant la rotation du fait de leur contact avec le flanc de l'alvéole du disque qui reçoit ce pied. Également, parmi ces opérations ultérieures, on met en place différentes protections pour renforcer la résistance thermomécanique de l'aube composite. Ainsi, on fixe une protection métallique, ou clinquant, sur le bord d'attaque, en particulier sous la forme d'une plaque en titane repliée sur elle-même en forme de U, qui est collée sur toute la surface du bord d'attaque et sur une portion avant de la paroi d'extrados et de la paroi d'intrados. Également, on renforce la paroi d'intrados par montage d'un film de protection pouvant être réalisé en matériau synthétique (par exemple du polyuréthane) et directement collé sur la pièce intermédiaire. Such a component is in particular used for a composite blade of the type comprising a preform in yarn or fibers woven in three dimensions and a binder maintaining the relative arrangement between the son of the preform, said being formed of warp son and of weft yarns, the direction of the warp yarns forming the longitudinal direction of the preform. In particular, the present invention relates to a fan blade for a turbomachine, in particular a turbo-reactor. However, it is also contemplated in the context of the present invention to manufacture a blade for a low pressure compressor where the temperatures reached in operation are compatible with the thermomechanical resistance of this type of blade. In the usual manner, the blades of blowers made of composite material, in particular of carbon fibers, are made from a stack of unidirectional prepreg folds that are placed in a mold by orienting the successive folds differently, before compacting and autoclave polymerization. This very delicate technique requires manual stacking operations, which is time consuming and costly. It has also been proposed to prepare dry fiber woven preforms which are then sewn together prior to resin impregnation by injection into a closed mold. An alternative has been to make a single woven preform that is mounted with one or more solid inserts before injection. These solutions (US Pat. Nos. 5,672,417 and 5,013,216), however, have the disadvantage of requiring the assembly of several parts and creating in these assembly zones, preferred sites of fragility, for example of delamination, which is very harmful in terms of mechanical resistance, especially for impact resistance. In order to overcome these drawbacks, the document FR2861143 proposed to produce a preform made of three-dimensionally woven fibers or yarns which can be used to form on its own, after possible cutting and injection, the final part forming all the parts of the blade. turbomachine, without resorting to the use of inserts or any other reported portion. In this case, however, regardless of the origin of the polymerized preform (a pre-impregnated laminate or a woven preform in three dimensions), after demolding of the intermediate part obtained at the end of the injection, it remains still a number of operations to achieve to obtain the final piece. Among these various operations, precise machining is performed in particular the contours of the leading edge, the trailing edge and the foot. Indeed, these areas must meet very specific construction costs. Thus, in the case of the root of the blade, particular attention is required for its bearing surfaces, namely the surfaces subjected to significant stresses during rotation due to their contact with the sidewall of the disk of the receiving disk. this foot. Also, among these subsequent operations, various protections are put in place to reinforce the thermomechanical resistance of the composite blade. Thus, a metal protection, or foil, is fixed on the leading edge, in particular in the form of a U-shaped folded titanium plate, which is glued on the entire surface of the edge of the edge. attack and on a front portion of the extrados wall and the intrados wall. Also, the intrados wall is reinforced by mounting a protective film that can be made of synthetic material (for example polyurethane) and directly bonded to the intermediate piece.

Ces éléments rapportés, en particulier la protection métallique du bord d'attaque, représentent, de part leur matière première, leur fabrication et les étapes de montage, un cout très significatif de la pièce finale. En outre, le collage n'est pas une solution permettant de conserver l'intégrité structurelle de la pièce, et l'interface de collage constitue une zone de faiblesse qui rend parfois difficile le fait pour ces pièces de remplir le cahier des charges dans le cadre d'une certification par les organismes habilités. Par ailleurs, quand il s'agit de réaliser toutes ces opérations pour chaque aube de la soufflante, et éventuellement pour toutes les aubes de plusieurs étages du compresseur basse pression, cela engendre These inserts, in particular the metal protection of the leading edge, represent, because of their raw material, their manufacture and assembly steps, a very significant cost of the final part. In addition, bonding is not a solution to maintain the structural integrity of the part, and the bonding interface is a weak area that sometimes makes it difficult for these parts to meet the specifications in the framework of a certification by the authorized bodies. Furthermore, when it comes to perform all these operations for each blade of the blower, and possibly for all the blades of several stages of the low pressure compressor, it generates

un temps de réalisation relativement long et un aspect économique significatif. La présente invention a pour objectif de fournir une solution permettant de surmonter les inconvénients précités et en particulier d'améliorer la conservation de l'intégrité de la structure, en évitant le recours à la pose, en particulier par collage, d'éléments de protection métalliques, tout en assurant une tenue thermomécanique suffisante. A cet effet, selon la présente invention, le composant est caractérisé en ce que les fils de renfort comportent à la fois des fibres de carbone et des fibres métalliques. De cette manière, on comprend que par l'utilisation des fibres métalliques, il est possible de renforcer de façon importante et ciblée la résistance mécanique du composant. Cette solution a pour avantage d'être intégrée au procédé de tissage en trois dimensions entre les fils de chaîne et de fils de trame, et donc, en diminuant les étapes de fabrication, d'entraîner des économies significatives. De cette façon, on peut s'affranchir de l'ajout ultérieur d'une protection mécanique à l'intérieur (sous forme d'insert) ou à l'extérieur 20 (sous forme de panneau de revêtement) du composant. Par ailleurs, le choix de l'orientation (fils de trame et/ou fils de chaîne), de la localisation (au coeur du composant, à proximité de l'une ou de plusieurs des parois du composant) et de la proportion des fibres métalliques parmi les fils de renfort, permettent d'optimiser le niveau et le 25 type de renforcement mécanique accru aux emplacements souhaités. Globalement, grâce à la solution selon la présente invention, il est possible à la fois de simplifier le procédé de fabrication du composant, notamment des aubes et pales ou de la préforme ou de toute pièce intermédiaire servant à la fabrication de la pièce finale, tout en améliorant 30 les propriétés de tenue et de résistance mécanique de la pièce finale issue d'un composant conforme à l'invention. L'une ou plusieurs des dispositions techniques suivantes sont de préférence adoptées : - les fils de chaîne comportent à la fois des fibres de carbone et 35 des fibres métalliques, - les fils de trame comportent à la fois des fibres de carbone et des fibres métalliques, - les fils de trame comportent uniquement des fibres de carbone ou des fibres métalliques, - les fibres métalliques comportent au moins un métal parmi le groupe comprenant le titane et ses alliages, et les aciers inoxydables. L'invention concerne par ailleurs un composant qui comporte en outre une matrice synthétique reliant entre eux les fils de renfort de façon à constituer un composant en matériau composite. a relatively long realization time and a significant economic aspect. The present invention aims to provide a solution to overcome the aforementioned drawbacks and in particular to improve the conservation of the integrity of the structure, avoiding the use of laying, particularly by gluing, protective elements metal, while ensuring sufficient thermomechanical resistance. For this purpose, according to the present invention, the component is characterized in that the reinforcing son comprise both carbon fibers and metal fibers. In this way, it is understood that by the use of metal fibers, it is possible to significantly and specifically strengthen the mechanical strength of the component. This solution has the advantage of being integrated in the three-dimensional weaving process between the warp and weft son son, and thus, by decreasing the manufacturing steps, lead to significant savings. In this way, it is possible to overcome the subsequent addition of a mechanical protection inside (in the form of an insert) or outside 20 (in the form of a covering panel) of the component. Moreover, the choice of the orientation (weft yarns and / or warp threads), of the location (at the heart of the component, near one or more of the walls of the component) and the proportion of the fibers Among the reinforcing threads, the metal reinforcements allow the level and type of increased mechanical reinforcement to be optimized at the desired locations. Overall, thanks to the solution according to the present invention, it is possible both to simplify the component manufacturing process, including blades and vanes or the preform or any intermediate piece used to manufacture the final part, while by improving the strength and strength properties of the final part from a component according to the invention. One or more of the following technical provisions are preferably adopted: the warp yarns comprise both carbon fibers and metal fibers; the weft yarns comprise both carbon fibers and metal fibers the weft yarns comprise only carbon fibers or metal fibers; the metal fibers comprise at least one metal from the group comprising titanium and its alloys, and stainless steels. The invention also relates to a component which further comprises a synthetic matrix interconnecting the reinforcing son so as to constitute a component of composite material.

De façon avantageuse, le composant selon la présente invention constitue une préforme tissée, une pièce intermédiaire ou une pièce finale destinée à constituer une aube ou une pale qui définit un pied, un sommet, un bord d'attaque, un bord de fuite, une paroi d'intrados et une paroi d'extrados. Advantageously, the component according to the present invention constitutes a woven preform, an intermediate piece or a final piece intended to constitute a blade or a blade which defines a foot, a top, a leading edge, a trailing edge, a intrados wall and an extrados wall.

Ainsi, dans ce cas, il est prévu selon la présente invention de privilégier la localisation des fibres métalliques dans les emplacements d'une telle aube ou pale soumis aux plus fortes sollicitations, en particulier au niveau du bord d'attaque et/ou du bord de fuite et/ou de la paroi d'intrados et/ou de la paroi d'extrados. Thus, in this case, it is provided according to the present invention to favor the location of the metal fibers in the locations of such blade or blade subjected to the highest loads, particularly at the leading edge and / or the edge leakage and / or the intrados wall and / or the extrados wall.

Selon une disposition préférentielle, ledit composant conforme à l'invention est destiné à former une aube de soufflante ou une aube de compresseur basse pression pour une turbomachine, notamment un turbo-réacteur. Selon une autre disposition préférentielle, ledit composant conforme à l'invention est destiné à former une pale d'hélice, notamment pour des hélices propulsives d'avions et d'hélicoptères, et en particulier pour des rotors d'hélicoptère. L'invention concerne également un aéronef comportant au moins un composant du type décrit précédemment. According to a preferred arrangement, said component according to the invention is intended to form a fan blade or a low pressure compressor blade for a turbomachine, in particular a turbo-reactor. According to another preferred arrangement, said component according to the invention is intended to form a propeller blade, in particular for propeller propellers of aircraft and helicopters, and in particular for helicopter rotors. The invention also relates to an aircraft comprising at least one component of the type described above.

Globalement, grâce à l'utilisation des fibres métalliques selon la présente invention, il est possible de fabriquer une aube ou une pale qui présente dès sa sortie de l'étape de tissage en trois dimensions des renforts mécaniques importants sous la forme des fibres métalliques disposées et réparties de façon optimale dans la préforme tissée, et ce pour qu'à la sortie de l'étape d'injection on dispose d'une pièce qui est d'ores et déjà capable de résister, sans autre traitement postérieur, à un certain nombre de sollicitations mécaniques extérieures telles que des impacts, des chocs, des frottements et d'une façon générale toute contrainte susceptible de déformer ou d'endommager l'aube ou la pale. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective montrant le pied et la paroi d'extrados d'une préforme d'aube découpée formant un composant selon l'invention, et - la figure 2 est une vue partielle en coupe selon la ligne II-II de la figure 1. Le composant 10 selon la présente invention est par exemple une préforme d'aube découpée, formant une structure souple apte à être conformée avant injection selon le profil tridimensionnel souhaité, tel que représentée sur la figure 1. Cette préforme tissée en trois dimensions d'une seule pièce a été découpée à l'issue de l'étape de tissage. Plus exactement, cette préforme tissée est détourée par découpage du contour d'après une abaque tridimensionnelle prédéterminée prévue pour qu'après la déformation, la préforme respecte la géométrie de la pièce finie. Cette découpe peut être réalisée par jet d'eau et/ou par des moyens mécaniques (ciseaux, cutter, scie....) et/ou par découpe au laser. Sur cette préforme découpée 10 de la figure 1, on retrouve les parties destinées à former le corps de l'aube 12 et le pied 14 de l'aube, l'extrémité libre du corps de l'aube opposée au pied 14 et formant le sommet 15, ainsi que la paroi d'extrados 16 et la paroi d'intrados 18, le bord d'attaque 20 et le bord de fuite 22. Les fils de chaîne 24a, 24b et les fils de trame 26a, 26b utilisés pour le tissage en trois dimensions sont des fibres de carbone (24a, 26a) et des fibres métalliques (24b, 26b), ces dernières étant en particulier prévues en titane. On prévoit que les fibres métalliques (24b, 26b) sont situées au moins à l'emplacement du bord d'attaque 20, et ce afin de renforcer la résistance, notamment à l'impact et à l'érosion, du bord d'attaque 20. Overall, thanks to the use of metal fibers according to the present invention, it is possible to manufacture a blade or a blade which has, as soon as it leaves the weaving step in three dimensions, important mechanical reinforcements in the form of the metal fibers arranged. and distributed optimally in the woven preform, and that at the exit of the injection step has a piece that is already able to withstand, without further treatment, a certain number of external mechanical stresses such as impacts, shocks, friction and in general any stress likely to deform or damage the blade or blade. Other advantages and characteristics of the invention will emerge on reading the following description given by way of example and with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a perspective view showing the foot and the wall of extrados of a cut blade preform forming a component according to the invention, and - Figure 2 is a partial sectional view along the line II-II of Figure 1. The component 10 according to the present invention is for example a die preform cut, forming a flexible structure capable of being shaped before injection according to the desired three-dimensional profile, as shown in Figure 1. This woven three-dimensional preform in one piece was cut at the end of the weaving step. More exactly, this woven preform is cut out by cutting the contour according to a predetermined three-dimensional abacus provided for after the deformation, the preform respects the geometry of the finished part. This cutting can be performed by water jet and / or by mechanical means (scissors, cutter, saw ....) and / or by laser cutting. On this cut preform 10 of Figure 1, there are the parts intended to form the body of the blade 12 and the root 14 of the blade, the free end of the body of the blade opposite the foot 14 and forming the 15, as well as the extrados wall 16 and the intrados wall 18, the leading edge 20 and the trailing edge 22. The warp yarns 24a, 24b and the weft yarns 26a, 26b used for the three-dimensional weave are carbon fibers (24a, 26a) and metal fibers (24b, 26b), the latter being in particular provided in titanium. It is expected that the metal fibers (24b, 26b) are located at least at the location of the leading edge 20, in order to reinforce the resistance, in particular to the impact and the erosion, of the leading edge. 20.

A cet effet, selon une disposition préférentielle, le bord d'attaque du composant (ici la préforme d'aube découpée 10) comporte à la fois des fibres métalliques (24b, 26b) et des fibres de carbone (24a, 26a) avec une proportion de fibres métalliques (24b, 26b) de plus en plus importante en direction de la paroi du bord d'attaque 20. Cette situation est visible sur les figures 1 et 2. For this purpose, according to a preferred arrangement, the leading edge of the component (in this case the cut blade preform 10) comprises at the same time metal fibers (24b, 26b) and carbon fibers (24a, 26a) with a proportion of metal fibers (24b, 26b) increasingly important towards the wall of the leading edge 20. This situation is visible in Figures 1 and 2.

Comme il apparaît sur la figure 1, les fibres métalliques sont présentes à titre de fils de trame 24b et de fils de chaine 26b sur pratiquement toute la paroi du bord d'attaque 20, sur la majeure partie de la portion de la zone longitudinale du bord d'attaque 20 qui s'étend entre le pied 14 et le sommet 15, à l'exception du pied 14, ce qui correspond sensiblement à l'étendue longitudinale du corps de l'aube 12. La figure 2 montre qu'au niveau de la pointe du bord d'attaque 20, tous les fils de chaîne sont des fibres métalliques 24b, et qu'en s'éloignant de cette pointe du bord d'attaque 20, on retrouve en surface uniquement des fibres métalliques 24b. Sur la figure 2, est par ailleurs illustré le cas dans lequel le corps de l'aube 12 comporte, à distance du bord d'attaque 20, uniquement des fibres de carbone (fils de chaine 24a et fils de trame 26a). La disposition relative entre les fibres de carbone et les fibres métalliques qui vient d'être décrite n'est donnée qu'à titre d'exemple non limitatif, d'autres répartitions pouvant être adoptées pour le bord d'attaque 20, et/ou dans les autres portions de la préforme 10. La première étape du procédé permettant d'aboutir à un composant conforme à l'invention et formant une pièce finale consistant en une aube consiste à réaliser une telle préforme tridimensionnelle par tissage, qui comporte des fils de chaîne 24a, 24b et des fils de trame 26a, 26b. On peut notamment utiliser une préforme telle que celle résultant d'un tissage en trois dimensions réalisé, par exemple conformément au document FR 2 861 143. As shown in FIG. 1, the metal fibers are present as weft yarns 24b and warp yarns 26b over substantially the entire leading edge wall 20, over most of the portion of the longitudinal zone of the leading edge 20 which extends between the foot 14 and the top 15, with the exception of the foot 14, which corresponds substantially to the longitudinal extent of the body of the blade 12. FIG. level of the tip of the leading edge 20, all the warp son are 24b metal fibers, and that away from this tip of the leading edge 20, found on the surface only metal fibers 24b. In Figure 2, is further illustrated the case in which the body of the blade 12 comprises, at a distance from the leading edge 20, only carbon fibers (chain son 24a and weft son 26a). The relative arrangement between the carbon fibers and the metal fibers which has just been described is given only by way of non-limiting example, other distributions that can be adopted for the leading edge 20, and / or in the other portions of the preform 10. The first step of the method for producing a component according to the invention and forming a final piece consisting of a blade consists in producing such a three-dimensional preform by weaving, which comprises threads of chain 24a, 24b and weft son 26a, 26b. In particular, it is possible to use a preform such as that resulting from a three-dimensional weaving produced, for example according to document FR 2 861 143.

Dans ce cas, ladite préforme comporte au moins une première partie, réalisée selon une première armure, formant le corps 12 de l'aube ou de la pale, et une deuxième partie, réalisée selon une deuxième armure, formant le pied 14 de l'aube, et en ce que la première partie et la deuxième partie sont séparées par une zone de transition dans laquelle la première armure est progressivement modifiée pour aboutir à la deuxième armure, ce par quoi on obtient une diminution au moins de l'épaisseur de l'aube entre la deuxième partie et la première partie. Ensuite, on réalise successivement les étapes suivantes : - on découpe ladite préforme ; - on prédéforme ladite préforme découpée ; - on réalise un compactage et une rigidification de ladite préforme prédéformée ; - on fournit un moule d'injection dans lequel on place ladite préforme rigidifiée ; - on injecte dans ledit moule d'injection un liant comprenant une résine thermodurcissable afin d'imprégner toute la préforme prédéformée rigidifiée et de maintenir la disposition relative entre les fils de la préforme (par exemple selon la selon la technique RTM « Resin Transfer Moulding »); - on chauffe ledit moule d'injection ; et - on sort du moule une pièce moulée composite présentant sensiblement la forme et les dimensions de ladite aube. Par ailleurs, le procédé décrit dans le document FR 2 892 339 peut être mis en oeuvre. Dans ce cas, on prévoit parmi les fils de trame et les fils de chaine des fils traceurs identifiables visuellement des autres et situés régulièrement au moins à la surface de la préforme. Une série de ces fils traceurs située le long d'une face de référence de la préforme est laissée intacte lors de la découpe de ladite préforme, et ce pour positionner et ainsi limiter le nombre de découpe de fils de trame et/ou de chaine sur cette face de référence dont on améliore la cohésion et donc les propriétés mécaniques. Cette face de référence peut notamment être constituée de la surface de la zone de la préforme destinée à devenir tout ou partie du bord d'attaque et/ou de la paroi d'intrados et/ou du pied Selon une disposition supplémentaire avantageuse, au moins une partie des fibres métalliques 24b, 26b est reliée par continuité électrique à au moins une autre structure métallique de l'aéronef et/ou à une source de courant électrique. Ainsi, en reliant au moins une partie des fibres métalliques 24b, 26b de la préforme 10 à au moins une autre structure métallique de 35 l'avion qui se trouve en contact avec l'environnement extérieur de l'avion, on peut réaliser par conduction électrique un moyen simple d'évacuation de la foudre. Par ailleurs, en reliant au moins une partie des fibres métalliques 24b, 26b de la préforme 10 à une source de courant électrique, il est possible de former de façon simple un dispositif de dégivrage de l'aube comportant cette préforme. In this case, said preform comprises at least a first part, made according to a first armor, forming the body 12 of the blade or blade, and a second part, made according to a second armor, forming the foot 14 of the blade, and in that the first part and the second part are separated by a transition zone in which the first armor is progressively modified to lead to the second armor, whereby a reduction of at least the thickness of the first armor is obtained; dawn between the second part and the first part. Then, the following steps are successively carried out: said preform is cut; said preform is cut out; - Compacting and stiffening of said preform is preformed; an injection mold is provided in which said rigidified preform is placed; a binder comprising a thermosetting resin is injected into said injection mold in order to impregnate the entire preformed rigidified preform and to maintain the relative disposition between the preforms' wires (for example according to the RTM technique "Resin Transfer Molding" ); said injection mold is heated; and a composite molded piece having substantially the shape and dimensions of said blade is removed from the mold. Furthermore, the process described in document FR 2 892 339 can be implemented. In this case, son of weft and warp threads are provided tracer son visually identifiable from others and regularly located at least on the surface of the preform. A series of these tracer son located along a reference face of the preform is left intact during the cutting of said preform, and this to position and thus limit the number of cutting weft son and / or chain on this reference face which improves the cohesion and therefore the mechanical properties. This reference face may in particular consist of the surface of the zone of the preform intended to become all or part of the leading edge and / or of the intrados wall and / or the foot. According to an advantageous additional arrangement, at least a part of the metal fibers 24b, 26b is connected by electrical continuity to at least one other metal structure of the aircraft and / or to a source of electric current. Thus, by connecting at least a portion of the metal fibers 24b, 26b of the preform 10 to at least one other metal structure of the aircraft which is in contact with the external environment of the aircraft, it can be achieved by conduction electric a simple way to evacuate lightning. Furthermore, by connecting at least a portion of the metal fibers 24b, 26b of the preform 10 to a source of electric current, it is possible to simply form a defrosting device of the blade comprising this preform.

Claims

REVENDICATIONS1. Component (10) comprising reinforcement yarns in the form of warp yarns (24a, 24b) and weft yarns (26a, 26b) woven in three dimensions, the warp yarn direction forming the longitudinal direction of said component (10a). ), characterized in that the reinforcing son comprise both carbon fibers (24a, 26a) and metal fibers (24b, 26b).

2. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that the warp son (24a, 24b) comprise both carbon fibers (24a) and metal fibers (24b).

3. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that the weft son (26a, 26b) comprise both carbon fibers (26a) and metal fibers (26b).

4. Component (10) according to any one of claims 1 and 2, characterized in that the weft son (26a, 26b) comprise only carbon fibers (26a) or metal fibers (26b).

5. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that the metal fibers (24b, 26b) comprise at least one metal from the group comprising titanium and its alloys, and stainless steels.

6. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that it further comprises a synthetic matrix interconnecting the reinforcing son (24a, 24b, 26a, 26b) so as to form a component in composite material.

7. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that it constitutes a woven preform, an intermediate piece or a final piece for a blade or a blade which defines a foot (14), a vertex (15), a leading edge (20), a trailing edge (22), an extrados wall (16) and a bottom wall (18).

8. Component (10) according to claim 7, characterized in that the metal fibers (24b, 26b) are located at least at the location of the leading edge (20).

9. Component (10) according to claim 8, characterized in that the leading edge (20) of the component comprises both metal fibers (24b, 26b) and carbon fibers (24a, 26a) with a proportion of metal fibers (24b, 26b) increasingly important towards the wall of the leading edge (20).

10. Component (10) according to claim 9, characterized in that it comprises at least a first portion, made in a first armor, forming the body (12) of the blade or the blade, and a second part, made in a second armor, forming the root (14) of the blade or the blade, and in that the first part and the second part are separated by a transition zone in which the first armor is progressively modified to lead to the second armor, whereby we obtain a decrease of at least the thickness of the blade between the second part and the first part.

11. Component (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that it is intended to form a fan blade or a low pressure compressor blade for a turbomachine.

12. Aircraft, characterized in that it comprises at least one component according to any one of the preceding claims.

13. Aircraft according to claim 12, characterized in that a portion of at least a portion of the metal fibers is connected by electrical continuity to at least one other metal structure of the aircraft and / or to a source of electric current.