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WO2017162964A1 - Turbomachine aéronautique à hélice non carénée munie de pales ayant un élément rapporte en matériau composite colle sur leur bord d'attaque - Google Patents

Turbomachine aéronautique à hélice non carénée munie de pales ayant un élément rapporte en matériau composite colle sur leur bord d'attaque Download PDF

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WO2017162964A1
WO2017162964A1 PCT/FR2017/050624 FR2017050624W WO2017162964A1 WO 2017162964 A1 WO2017162964 A1 WO 2017162964A1 FR 2017050624 W FR2017050624 W FR 2017050624W WO 2017162964 A1 WO2017162964 A1 WO 2017162964A1
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WO
WIPO (PCT)
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insert
leading edge
blade
blade body
composite material
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/FR2017/050624
Other languages
English (en)
Inventor
Adrien Jacques Philippe Fabre
Vivien Mickaël COURTIER
Adrien Louis Nicolas LAURENCEAU
Dominique Gerhadt MAYHEW
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to US16/086,209 priority Critical patent/US11401823B2/en
Publication of WO2017162964A1 publication Critical patent/WO2017162964A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement

Definitions

  • the present invention relates to the general field of aviation turbomachines comprising a non-ttled propeller.
  • the invention relates more particularly to its protection of the leading edge of composite material pulley of a non-ttled propeller of an aviation turbomachine, for example a turbopropuiseur or a turbojet engine.
  • the blades of a turbofan or turbojet propeller may be subjected to bird strikes, giace, or other debris when the engine is in operation
  • the blades of a propeller may be made of metal alloy or composite material.
  • the composite materials have satisfactory mechanical strength in comparison with the metal alloys previously used while being lighter than the latter.
  • blades of composite material are more fragile in case of impact and less resistant to erosion than metal blades, especially at their leading edge.
  • the metal foil glued for example onto the leading edge of a fan blade in composite material to a ducted fan turbojet engine.
  • the metal foil very satisfactorily protects the blade in case of ingestion of objects in the engine and protects the leading edge against erosion.
  • a metal foil for example a nickel-based alloy, obtained by electroforming on a mandrel and gluing on the leading edge of a propeller payload of material composite. These foils allow good resistance to erosion and impact, and are relatively easy to manufacture.
  • the present invention therefore has a primary purpose! to overcome the disadvantages mentioned above by proposing an aeronautical turbomachine comprising at least one non-vetted rotating propeller, each propeller being provided with a plurality of blades, each blade comprising:
  • a composite material blade body having a fiber reinforcement densified by a matrix, said body extending between a leading edge and a trailing edge, and
  • a composite material leading edge protecting insert having matrix densified fiber reinforcement, said insert being bonded to the leading edge of the pay body.
  • non-ducted propeller designates, for example, either a non-ducted propeller of a turbopropuiseur or an unsheathed fan propeller of a turbojet engine.
  • non-ducted means any propeller of which each blade is, at the end opposite the axis of rotation of the propeller, free of any envelope, that is to say free from any crankcase,
  • non-shrimp turbofan engines for example of the "Open Rotor” type, or turbofan engines with unsheathed propeller
  • the blades rotate at a slower speed than the blades (or vanes) of a blower of a fan-cooled turbojet engine. carinated (also called “turbofan”).
  • the blades of a non-ttled propeller are less solicited in the event of impact than those of a faired propeller, which require a higher resistance to the impact due to their higher rotational speed.
  • An aeronautical turbomachine such as a turbojet engine or a turboprop engine, comprises a composite material protecting edge of the leading edge which makes it possible to restore the aerodynamic profile of the composite material payload at its edge. 'Attack and protect it in case of impact, without the disadvantages of metal foil mentioned above Indeed, the insert is more lightweight and easier to report a metal foil.
  • such a composite insert protection element is easy to implement and stick on the blade body of composite material.
  • the bonding of a metal foil on a composite material body requires a preparation of the surface of the body, for example by sandblasting, to ensure the adhesion of the foil.
  • the fibrous reinforcement of the blade body has a three-dimensional weave.
  • the insert is formed from a dry fibrous preform injection molded from a densification resin.
  • a dry fibrous preform densified by a matrix by an injection molding process has good mechanical strength.
  • the fibrous reinforcement may be embedded in the matrix, which allows a good distribution of the forces on the whole of the insert in case of impact.
  • Such an insert element may have complex geometries.
  • the dry fibrous preform may comprise at least one fibrous layer having a two-dimensional weave.
  • the dry fibrous preform may have three-dimensional weave.
  • the fibrous reinforcement of the added element is obtained from a stack of plies of prepregs. This arrangement has the advantage of being easy to implement industrially.
  • the aeronautical turbomachine according to the invention further comprises an erosion protection pelyurethane film covering the blade body and the insert element.
  • an erosion protection pelyurethane film covering the blade body and the insert element.
  • the polyurethane film is designed to compensate for irregularities likely to come from the dry fibrous preform, by smoothing the roughness of surfaces.
  • the leading edge of the blade body may have a tenon-shaped cross-section and the insert a U-shaped cross-section so that the insert restores the aerodynamic profile of the leading edge.
  • the blade body may have been machined.
  • tenon-shaped cross-section it is meant that the blade body has a cross-section of the type of a tenon, that is to say with two narrowing steps on either side of a part of reduced thickness compared to the rest of the body.
  • restoring the aerodynamic profile of the leading edge is meant that there is surface continuity between the faces of the blade body and the insert, that is to say that there is no step or shift.
  • the insert has a substantially constant thickness, to make its manufacture and its implementation easier.
  • the insert has a vanabie thickness, for example a greater thickness on the portion located in the vicinity of the leading edge of the blade body than on the portions partially covering the inner and outer surfaces of the blade body .
  • the fibrous reinforcement of the insert can be obtained from a fibrous preform comprising a fibrous layer having a two-dimensional weave, or a fibrous preform having a three-dimensional weave, the diameter of the threads used for the weaving varies during weaving.
  • the invention also relates to a method of manufacturing a non-ducted rotary propeller blade of an aerospace turbomachine, the method comprising at least the following steps:
  • a blade body of composite material having a matrix-densified fibrous reinforcement said body extending between a leading edge and a trailing edge, the fibrous reinforcement of the pay body having a three-dimensional weave, the manufacture of a composite material protecting edge of the leading edge of a matrix-densified fiber reinforcement, and
  • the insert is made from a dry fibrous preform injection molded from a densification resin, for example into a mold having the shape of the insert.
  • a densification resin for example into a mold having the shape of the insert.
  • Such an injection molding process is also known in English under the abbreviation RTM for "Resin Transfer Molding".
  • the method further comprises forming a polyurethane film on the payroll and the insert to cover the payroll and the insert with said polyurethane flim.
  • the manufacture of the insert may comprise the stacking of pre-impregnated plies in a compression tool.
  • the leading edge of the blade body may have a tenon-shaped cross-section and the insert a U-shaped cross section so that the insert restores the aerodynamic profile of the leading edge, ie method may thus comprise, prior to bonding of the insert on ie leading edge of the blade body, a step of machining the leading edge of the blade body, so as to impart a cross-sectional shape tenon.
  • FIG. 1 shows a turboprop comprising a non-ttled propeller
  • FIG. 2 shows an unducted fan turbojet engine
  • FIG. 3 shows a payload of a turbojet engine or turboprop engine according to one embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a sectional view of the blade of FIG. 3 at its leading edge
  • FIG. 5 is a flowchart representing the different steps of a method for manufacturing an aerospace turbine blade according to one embodiment of the invention.
  • the invention applies to the realization of pays non ducted propellers for aerospace turbine engines, for example for a turbopropu! Sor or a turbojet. More generally, the invention applies to the production of unpaved propeller blades for which the requirements relating to the impact resistance are less important than for the blades of keeled propellers.
  • the unfired propellers concerned can be characterized by their rotational speed which is lower than that of ducted propellers. For example, the maximum rotational peripheral speed of the payloads of a non-shrimp turboprop propeller or turbojet engine is less than 260 m / s, whereas in a streamlined fan turbojet, it can reach 460 m / s.
  • FIG. 1 schematically shows a turboprop 1 comprising a non-ducted propulsion héiice 2 provided with a plurality of blades 3.
  • FIG. 2 schematically shows a non-ttled fanless turbofan engine 4, provided with two unvented propellers 5a, 5b propulsive and counter-rotating, each héiice comprising a plurality of blades 6 (or blades).
  • the invention applies indifferently to the lanes 3, 6 of turboprop 1 and turbojet 4 above, provided that their helix 3, 5a, 5b is unsheathed.
  • FIGS. 3 and 4 show respectively a blade 6 according to one embodiment of the invention, and a sectional view of a part of the blade 6 of FIG. 3.
  • a blade 6 comprises a blade body 8 having a concave face 9 ( Figure 4) and a suction face read, the body extending transversely between a leading edge 12 and a trailing edge 14.
  • the blade 6 illustrated also comprises a foot 15 by which it is intended to be mounted on a rotor.
  • the blade body 8 is made of composite material having a fiber reinforcement densified by a matrix.
  • the fibrous reinforcement of the body is preferably obtained from a fibrous preformo made by weaving three-dimensional.
  • the matrix of the body 8 may for example be ceramic or organic, and obtained for example from a densif resin! cation.
  • the leading edge 12 of the blade 6 is protected by a protective insert element 16 of the leading edge 12 of composite material having a fiber reinforcement densified by a matrix.
  • This element 16 is here directly glued to the leading edge 12 of the payroll 6.
  • the insert 16 extends on either side of the body 8 and covers a portion of the two faces intrados 9 and upper surface 10 of the body 8.
  • the body 8 in the vicinity of the leading edge 12 here has a form of tenon to allow the element 16 to marry the leading edge 12 and avoid the presence of discontinuities antre the body 8 and the insert 16.
  • the insert 16 here has a U-shaped cross section, so that the insert 16 restores the aerodynamic profile of the leading edge 12.
  • the insert 16 takes here in vise the leading edge 12 of the body 8.
  • the insert member 16 and the body 8 can thus be assembled in a connection type mortise-tenon.
  • the insert 16 cooperates with the leading edge 12 of the blade so as to ensure continuity between the faces 8 and 9 and the outer surface of the insert member 16.
  • the insert 16 s extends longitudinally over the entire length of the leading edge 12, it will be noted that it may alternatively extend longitudinally only over a portion of said edge 12.
  • Figure 5 is shown a flowchart showing the steps of a method of manufacturing a blade according to an embodiment of the invention.
  • an insert 16 is made of composite material.
  • the element 16 can be manufactured in several ways.
  • the element 16 is manufactured by resin injection molding in a dry fibrous preform, known in English as RTM for "Resin Transfer Molding".
  • RTM dry fibrous preform
  • the insert 16 is made from a stack of two-dimensional fabric pre-impregnated resin (or "prepregs") shaped and compacted in a suitable compression tool. The resin is then solidified to obtain the insert 16.
  • the insert 16 can also be manufactured by the known techniques of automatic draping or filament removal.
  • a second step E2 the body 8 is manufactured for receiving the insert element 16.
  • Step E1 and step E2 can be carried out simultaneously or one after the other indifferently.
  • the fibrous reinforcements of the body 8 and the protective insert 16 may comprise carbon fibers, or more generally ceramic fibers.
  • a fibrous preform for manufacturing the insert 16 may comprise fabrics made by one-dimensional weaving. for example of the type canvas, twill or satin.
  • a fibrous preform made by three-dimensional weaving for the body 8 is used.
  • the densification resin used in the injection molding process or in the plies of prepreg may be a thermosetting resin belonging to the family of epoxides, bismaleimides, polyimides, polyesters, vinyl esters, cyanate esters, phenolics, etc.
  • the resin may be a thermoplastic resin of the phenylene polysulfide (PPS), polysulfone (PS), polyether sulfide (PES), polyamide-imide (PAI), polyetherimide (PEI) or polyaryietherketone (PAEK) family : PEK, PEKK, PEEK, PEKKEK, etc.
  • Solidification or curing of the resin is achieved by baking for a thermosetting resin, and cooling for a thermoplastic resin.
  • the thermal regulation of the injection molding or compression tooling may be carried out by any known means of regulation, for example by the use of heating cartridges, by regulation under water or oil, by an induction heating system, etc.
  • An adhesive layer 18 is spread in a fourth step E4 of the leading edge 12 and the portions of the faces 9, 10 of the body 8 which will accommodate the insert 16.
  • the insert 16 is then placed on the areas coated with glue to be glued (step E5).
  • glue for forming the adhesive layer 18 may be chosen for example from epoxy glues.
  • the insert 16 has a constant thickness g, which makes it easier to manufacture.
  • an insert 16 which has a variable thickness, e.g. pius large thickness at the leading edge 12.
  • a variable thickness e.g. pius large thickness at the leading edge 12.
  • the thickness of the insert 16 can be used, for example threads of different sizes within the aforementioned fabrics when weaving them, or using a three-dimensional woven fiber preform.
  • the thickness e of the insert may be between 0.5 mm and 2 mm, and preferably between 0.5 mm and 1.5 mm.
  • the internal short radius of the insert element 16 at the leading edge 12 may, for example, be 1 mm.
  • an anti-erosion film 20 is here a polyurethane film.
  • the anti-erosion film 20 may be deposited for example by spraying liquid polyurethane on the pad 6, the polyurethane then being solidified, for example by polymerization, to form the film 20.
  • the anti-erosion film 20 may be directly In the form of a prefabricated film,
  • the film 20 can also promote the holding mechanics of the insert 16 on the leading edge 12, and the cohesion of the assembly especially in case of shocks, minimizing the probability that fiis or strands of weaving can not be externally protruding.
  • the cohesion can be optimized with respect to strands or wires of the fiber preform of the leading edge protection insert.

Landscapes

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine aéronautique comprenant au moins une hélice rotative non carénée munie d'une pluralité de paies (6), chaque pale (6) comprenant : un corps de paie (8) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, te renfort fibreux du corps de pale (8) présentent un tissage tridimensionnel, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque (12) et un bord de fuite (14),- et un élément rapporté (16) de protection du bord d'attaque (12) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit élément rapporté (16) étant collé sur le bord d'attaque (12) du corps de pale (8), ledit élément rapporte (16) étant formé à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par Injection d'une résine de densification, et un film de poiyuréthane (20) de protection contre l'érosion recouvrant le corps de pale (8) et l'élément rapporté (16). L'invention concerne aussi un procédé de fabrication associé.

Description

Turbomachine aéronautique à hélice non carénée munie de pales ayant un élément rapporté en matériau composite collé sur leur bord d'attaque Arrière-plan de l'Invention
La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines aéronautique comprenant une hélice non carénée. L'invention concerne pius particulièrement Sa protection du bord d'attaque de paies en maténau composite d'une hélice non carénée d'une turbomachine aéronautique, par exemple un turbopropuiseur ou un turboréacteur.
Les pales d'une hélice de turbopropuiseur ou turboréacteur peuvent être soumises à des impacts d'oiseau, de giace, ou d'autres débris lorsque ie moteur est en fonctionnement Généralement, les paies d'une hélice peuvent être fabriquées en alliage métallique ou en matériau composite. Pour réduire la masse du moteur, il est connu d'utiliser des pales en matériau composite. En effet, les matériaux composites présentent une tenue mécanique satisfaisante en comparaison avec ies alliages métalliques utilisés précédemment tout en étant plus légers que ces derniers.
Cependant, ies pales en matériau composite sont plus fragiles en cas d'impact et résistent moins à l'érosion que les pales métalliques, notamment au niveau de leur bord d'attaque.
On connaît l'utilisation d'un clinquant métallique collé par exemple sur le bord d'attaque d'une pale de soufflante en matériau composite d'un turboréacteur à soufflante carénée. Dans ce cas, le clinquant métallique protège de manière très satisfaisante la pale en cas d'ingestion d'objets dans ie moteur et protège le bord d'attaque contre l'érosion.
Cependant, une telle solution est coûteuse â mettre en œuvre en raison de la complexité du clinquant à fabriquer qui devra épouser le profil aérodynamique de la pale.
On connaît également l'utilisation d'un clinquant métallique, par exempie en alliage à base de Nickel, obtenu par électroformage sur un mandrin et collage sur le bord d'attaque d'une paie d'hélice en matériau composite. Ces clinquants permettent une bonne tenue è l'érosion et à l'impact, et sont relativement aisés à fabriquer.
Cependant, l'utilisation de ce procédé est limitée par la faible diversité des nuances de matériaux utilisables, et par la forme du clinquant qui ne peut généralement pas être complexe.
En outre, dans ies deux cas précédents, à cause de la différence de raideur entre un clinquant métallique et une pale en matériau composite, la colle utilisée pour solidariser le clinquant métallique à la pale peut être cisaillée. Les risques de décollement du clinquant suite à un impact sont donc augmentés.
Un autre inconvénient de la protection du bord d'attaque d'une pale par un clinquant métallique est l'augmentation de la masse que cela entraîne pour le moteur. Qbiet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principa! de pallier tes inconvénients, précités en proposant une turbomachine aéronautique comprenant au moins une hélice rotative non carénée, chaque hélice étant munie d'une pluralité de pales, chaque pale comprenant :
un corps de pale en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque et un bord de fuite, et
un élément rapporté de protection du bord d'attaque en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit élément rapporté étant collé sur ie bord d'attaque du corps de paie.
Le terme « hélice non carénée » désigne par exemple indifféremment une hélice non carénée d'un turbopropuiseur ou une hélice de soufflante non carénée d'un turboréacteur. Ainsi, par « non caréné », on entend toute hélice dont chaque pale est, à sen extrémité opposée à l'axe de rotation de l'hélice, libre de toute enveloppe, c'est-à-dire dégagée de tout carter,
Dans les turboréacteurs à soufflante non carénée, par exemple du type « Open Rotor », ou les turbopropulseurs à hélice non carénée, les pales tournent à une vitesse plus faible que ies paies (ou aubes) d'une soufflante d'un turboréacteur à soufflante carénée (aussi appelé « turbofan »). Ainsi, les pales d'une hélice non carénée sont moins sollicitées en cas d'impact que celles d'une hélice carénée, qui nécessitent une tenue à l'Impact plus grande en raison de ieur vitesse de rotation plus importante.
Dans un régime de vitesse de rotation pius faible, une solution pour réduire la masse des pales tout en évitant d'utiliser un clinquant métallique, notamment pour réduire les risques de décollement de ce dernier, pourrait être simplement de supprimer le clinquant métallique des paies. Cependant, il serait difficile d'obtenir directement un profil aérodynamique satisfaisant, notamment au niveau du bord d'attaque, en utilisant seulement les procédés habituels de fabrication de paies en matériau composite. En effet, les pales doivent être usinées précisément, ce qui augmente le temps et les coûts de fabrication. De plus, ie bord d'attaque de pales usinées de la sorte présente une surface irrégulière, comprenant des facettes en raison des multiples passes d'usinage nécessaires. Cet usinage demande des opérations manuelles coûteuses et peu répétabies. Le profil aérodynamique des pales obtenues n'est en outre pas satisfaisant,
Une turbomachine aéronautique selon l'invention, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comprend un élément rapporté de protection du bord d'attaque en matériau composite qui permet de rétablir le profil aérodynamique de la paie en matériau composite au niveau de son bord d'attaque et de ia protéger en cas d'impact, sans présenter les inconvénients du clinquant métallique mentionnés précédemment En effet, l'élément rapporté est pius léger et plus facile à rapporter qu'un clinquant métallique. En outre, avec l'invention, il n'y a pas de problème d'interface entre un métal et un matériau composite. Cela limite notamment les problématiques liées au décollement du clinquant, ia colle n'étant pius cisaillée en fonctionnement.
En outre, un tel élément composite rapporté de protection est faciie à mettre en œuvre et à coller sur le corps de pale en matériau composite. En comparaison, le collage d'un clinquant métallique sur un corps en matériau composite nécessite une préparation de la surface du corps, par exemple par sablage, pour assurer l'adhésion du clinquant. Ces opérations ne sont pas nécessaires dans la turbomachine aéronautique selon l'invention. Il peut toutefois être avantageux que le bord d'attaque du corps de pale soit usiné grossièrement afin que l'élément rapporté puisse épouser au mieux le corps de pale. L'élément rapporté peut présenter une section sensiblement en forme de U. Le corps de pale peut par exemple présenter une forme en tenon au voisinage du bord d'attaque, pour que ledit corps et l'élément rapporté puissent s'emboîter. Le corps de paie et l'élément rapporté peuvent former une liaison du type tenon-mortaise. Ainsi,, ii peut y avoir une continuité entre ies faces intrados et extrados du corps de paie, ei. l'élément rapporté de façon à ne pas altérer i'aérodynamisme de la paie.
Le renfort fibreux du corps de pale présente un tissage tridimensionnel.
L'éiément rapporté est formé à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification. Une préforme fibreuse sèche densifiée par une matrice par un procédé de mouiage par injection présente une bonne tenue mécanique. En particulier, ie renfort fibreux peut être noyé dans ia matrice, ce qui permet une bonne répartition des efforts sur l'ensemble de l'élément rapporté en cas d'impact. Lin tei élément rapporté peut présenter des géométries complexes.
Dans un exemple de réalisation, la préforme fibreuse sèche peut comprendre au moins une couche fibreuse présentant un tissage bidimensionneL En variante, la préforme fibreuse sèche peut présenter un tissage tridimensionnel.
Dans une variante qui ne fait pas partie de la présente invention,, ie renfort fibreux de l'élément rapporté est obtenu à partir d'un empilement de plis de pré-imprégnés. Cette disposition présente l'avantage d'être aisée à mettre en œuvre industriellement.
La turbomachine aéronautique selon l'invention comprend en outre un film de pelyuréthane de protection contre l'érosion recouvrant le corps de pale et l'élément rapporté. Un tel film de polyuréthane permet de donner à la paie un état de surface lui conférant une bonne tenue à l'érosion.
Une certaine rugosité de surface peut résulter du procédé de fabrication de i'élément rapporté consistant à le former à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densificatlon. Avantageusement, le film poiyuréthane est conçu pour compenser des irrégularités susceptibles de provenir de la préforme fibreuse sèche, en aplanissant les rugosités de surfaces.
Le bord d'attaque du corps de pale peut présenter en section transversale une forme de tenon et l'élément rapporté une section transversale en forme de U de façon à ce que l'élément rapporté restaure le profil aérodynamique du bord d'attaque. Pour obtenir une telle section pour le bord d'attaque du corps de pale, ce dernier peut avoir été usiné. Par « section transversale en forme de tenon », on entend que ie corps de pale présente une section transversale du type de celle d'un tenon, c'est- à-dire avec deux marches de rétrécissement de part et d'autre d une partie d'épaisseur réduite par rapport au reste du corps. Par « restaurer le profil aérodynamique du bord d'attaque », on entend qu'il y a continuité de surface entre les faces du corps de pale et l'élément rapporté, c'est-à™ dire qu'il n'y a pas de marche ou de décalage.
il peut être avantageux que l'élément rapporté présente une épaisseur sensiblement constante, pour rendre sa fabrication et sa mise en place plus aisée.
Il est toutefois possibie que l'élément rapporté présente une épaisseur vanabie, par exemple une épaisseur plus importante sur la portion située au voisinage du bord d'attaque du corps de pale que sur les portions recouvrant partiellement les faces intrados et extrados du corps de pale. Dans ce cas, le renfort fibreux de l'élément rapporté peut être obtenu à partir d'une préforrne fibreuse comprenant une couche fibreuse présentant un tissage bidimensionnel, ou d'une préforme fibreuse présentant un tissage tridimensionnel, dont le diamètre des fils utilisés pour le tissage varie au cours du tissage.
L'invention vise également un procédé de fabrication d'une pale d'hélice rotative non carénée d'une turbomachine aéronautique, le procédé comportant au moins les étapes suivantes :
la fabrication d'un corps de pale en matériau composite ayant un renfort fibreux densitié par une matrice, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque et un bord de fuite, le renfort fibreux du corps de paie présentant un tissage tridimensionnel, ia fabrication d'un élément rapporté de protection du bord d'attaque en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, et
le collage de l'élément rapporté sur le bord d'attaque du corps de pale.
L'élément rapporté est fabriqué à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification, par exemple dans un moule ayant la forme de l'élément rapporté. Un tei procédé de moulage par injection est aussi connu en anglais sous l'abréviation RTM pour « Resin Transfer Molding ».
Le procédé comprend en outre ia formation d'un film de potyuréthane sur le corps de paie et l'éiément rapporté de façon à recouvrir le corps de paie et l'élément rapporté avec ledit flim de poiyuréthane.
Dans une variante qui ne fait pas partie de la présente invention, ia fabrication de l'éiément rapporté peut comprendre l'empilement de plis de pré-imprégnés dans un outillage de compression.
Le bord d'attaque du corps de pale peut présenter en section transversale une forme de tenon et l'élément rapporté une section transversale en forme de U de façon à ce que l'élément rapporté restaure le profil aérodynamique du bord d'attaque, ie procédé peut ainsi comprendre, avant le collage de l'élément rapporté sur ie bord d'attaque du corps de pale, une étape d'usinage du bord d'attaque du corps de pale, de façon à lui conférer une section transversale en forme de tenon.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de là 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. Sur les figures :
- ia figure 1 montre un turbopropulseur comprenant une hélice non carénée,
- la figure 2 montre un turboréacteur à soufflante non carénée,
- ia figure 3 montre une paie d'un turboréacteur ou turbopropulseur selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 4 est une vue en coupe de la pale de la figure 3 au niveau de son bord d'attaque, et
- la figure 5 est un ordinogramme représentant les différentes étapes d'un procédé de fabrication d'une pale pour turbomach!ne aéronautique selon un mode de mise en œuvre de l'invention.
Description détaillée cie l'invention
L'invention s'applique à la réalisation de paies d'hélices non carénées pour turbomachines aéronautiques, par exemple pour un turbopropu!seur ou un turboréacteur. Plus généralement, l'invention s'applique â la réalisation de pales d'hélices non carénées pour lesquelles ies exigences relatives à la tenue aux impacts sont moins importantes que pour les pales d'hélices carénées. Les hélices non carénées concernées peuvent être caractérisées par leur vitesse de rotation qui est plus faibie que pour des hélices carénées. Par exemple, la vitesse périphérique de rotation maximale des paies d'une hélice non carénée de turbopropulseur ou turboréacteur est inférieure à 260 m/s, alors que dans un turboréacteur â soufflante carénée, elle peut atteindre 460 m/s.
La figure 1 montre de façon schématique un turbopropulseur 1 comprenant une héiice 2 propuisive non carénée munie d'une pluralité de pales 3. La figure 2 montre de façon schématique un turboréacteur 4 à soufflante non carénée, muni de deux hélices non carénées 5a, 5b propulsives et contrarotatives, chaque héiice comportant une pluralité de pales 6 (ou aubes). L'invention s'applique indifféremment aux paies 3, 6 des turbopropulseur 1 et turboréacteur 4 précités, pourvu que leur hélice 3, 5a, 5b soit non carénée.
Les figures 3 et 4 montrent respectivement une pale 6 selon un mode de réalisation de l'invention, et une vue en coupe d'une partie de la pale 6 de la figure 3. De façon connue en soi, une telle pale 6 comprend un corps de pale 8 ayant une face intrados 9 (figure 4) et une face extrados lu, le corps s'étendant transversalement entre un bord d'attaque 12 et un bord de fuite 14. La pale 6 illustrée comprend également un pied 15 par lequel elle est destinée à être montée sur un rotor.
Le corps de pale 8 est en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice. Le renfort fibreux du corps est de préférence obtenu à partir d'une préformo fibreuse réalisée par tissage tridimensionnel. La matrice du corps 8 peut être par exemple céramique ou organique, et obtenue par exemple à partir d'une résine de densif! cation.
Conformément à l'invention, le bord d'attaque 12 de la pale 6 est protégé par un élément rapporté de protection 16 du bord d'attaque 12 en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice. Cet élément 16 est ici directement collé sur le bord d'attaque 12 de la paie 6. Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 s'étend de part et d'autre du corps 8 et recouvre une partie des deux faces intrados 9 et extrados 10 du corps 8. Le corps 8 au voisinage du bord d'attaque 12 présente ici une forme de tenon pour permettre à l'élément 16 d'épouser le bord d'attaque 12 et éviter la présence de discontinuités antre le corps 8 et l'élément rapporté 16. L'élément rapporté 16 présente ici une section transversale en forme de U, de façon à ce que l'élément rapporté 16 restaure ie profil aérodynamique du bord d'attaque 12. L'élément rapporté 16 prend ici en étau le bord d'attaque 12 du corps 8. L'élément rapporté 16 et le corps 8 peuvent ainsi être assemblés selon une liaison du type tenon-mortaise. L'élément rapporté 16 coopère avec le bord d attaque 12 de la pale de façon à assurer une continuité entre les faces 8 et 9 et ia surface externe de l'élément rapporté 16. Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 s'étend longitudinaiement sur toute la longueur du bord d'attaque 12, on notera qu'il peut en variante s'étendre longitudinaiement seulement sur une partie dudit bord 12.
Sur la figure 5 est représenté un ordinogramme représentant les étapes d'un procédé de fabrication d'une pale selon un mode de réalisation de l'invention.
Dans une première étape El, on fabrique un élément rapporté 16 en matériau composite.
L'élément 16 peut être fabriqué de plusieurs manières. Dans un procédé de fabrication selon l'invention, l'élément 16 est fabriqué par moulage par injection de résine dans une préforme fibreuse sèche, connu en anglais sous ia dénomination RTM pour « Resin Transfer Molding ». Pour cela, on dispose d'un moule d'injection ayant la forme de l'élément 16 dans lequel on positionne la préforme fibreuse sèche, puis on injecte une résine sous pression à l'intérieur du mouie, on solidifie la résine et on extrait du moule l'élément 16 ainsi fabriqué. Dans un autre procédé de fabrication qui ne fait pas partie de la présente Invention, l'élément rapporté 16 est réalisé à partir d'un empilement de plis de tissus bidimensionnels pré-imprégnés de résine (ou « prepregs ») mis en forme et compactés dans un outillage de compression adapté. On procède ensuite à la solidification de ia résine pour obtenir l'élément rapporté 16.
Dans encore un autre procédé de fabrication qui ne fait pas paitie de ia présente invention, on peut également fabriquer l'élément rapporté 16 par les techniques connues de drapage automatique ou de dépose filamentaire.
Dans une deuxième étape E2, on fabrique ie corps 8 destiné à recevoir l'élément rapporté 16.
L'étape El et l'étape E2 peuvent être réalisées simultanément ou Tune après l'autre indifféremment
Les renforts fibreux du corps 8 et de i'éiément rapporté 16 de protection peuvent comprendre des fibres de carbone, ou plus généralement des fibres céramiques. Une préforme fibreuse pour fabriquer l'élément rapporté 16 peut comprendre des tissus obtenus par tissage bldimensionnel,. par exemple du type toile, sergé ou satin. On utilise une préforme fibreuse réalisée par tissage tridimensionnel pour le corps 8.
La résine de densifîcation utilisée dans le procédé de moulage par injection ou dans les plis de pré-imprégnés pourra être une résine thermodurdssable appartenant à la famille des âpoxydes, bismaléimides, polyimides, polyesters, vinylesters, cyanate esters, phénoliques, etc. Alternativement, la résine pourra être une résine thermoplastique du type polysulfure de phénylène (PPS), polysulfone (PS), poiyéthersulfbne (PES), polyamide-imide (PAI), poiyétherimide (PEI), ou bien de la famille des polyaryiéthercétones (PAEK) : PEK, PEKK, PEEK, PEKKEK, etc.
La solidification ou durcissement de ia résine est obtenu par cuisson pour une résine thermodurcissable, et par un refroidissement pour une résine thermoplastique. La régulation thermique du mouie d Injection ou de l'outillage de compression pourra être réalisée par tout moyen connu de régulation, par exemple par l'utilisation de cartouches chauffages, par une régulation sous eau ou huile, par un système de chauffage par induction, etc. Une fois que le corps 8 a été fabriqué, ii peut être usiné grossièrement au niveau de son bord d'attaque 12 (étape E3) pour que l'élément rapporté 16 puisse épouser le bord d'attaque 12. Cet usinage préalable permet aussi d'éviter que l'élément rapporté 16 ne modifie le profil aérodynamique de la pale tout en assurant une continuité entre !e corps 8 et l'élément rapporté 16 au niveau des faces intrados 9 et extrados 10. En d'autres termes, l'usinage permet que la surface externe de l'élément rapporté 16 opposée à ia surface qui est collée, soit au même niveau que les faces 9, 10 du corps S.
Une couche de colle 18 est étalée dans une quatrième étape E4 sur le bord d'attaque 12 et les portions des faces 9, 10 du corps 8 qui vont accueillir l'élément rapporté 16. L'élément rapporté 16 est ensuite placé sur les zones enduites de colle pour être collé (étape E5). Seion ie type de colle 18 utilisé, il pourra éventuellement être nécessaire de la solidifier. La colle pour former la couche de colle 18 peut être choisie par exemple parmi les colles époxy.
Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 présente une épaisseur g constante, ce qui rend sa fabrication pius aisée.
En variante, on peut réaliser un élément rapporté 16 qui présente une épaisseur variable, par exemple une épaisseur pius grande au niveau du bord d'attaque 12. Pour faire varier l'épaisseur de l'élément rapporté 16, on peut par exemple utiliser des fils de tailles différentes au sein des tissus précités lors de leur tissage, ou avoir recours à une préforme fibreuse tissée par tissage tridimensionnel.
A titre d'exemple, l'épaisseur e de l'élément rapporté peut être comprise entre 0,5 mm et 2 mm, et de préférence entre 0,5 mm et 1,5 mm. Le rayon de court ure interne de l'élément rapporté 16 au niveau du bord d'attaque 12 peut par exemple être de 1 mm.
Afin de mieux protéger la pale 6 en matériau composite de l'érosion, on recouvre le corps 8 et l'élément rapporté 16 d'un film anti érosion 20. Un tel film anti-érosion est ici un film polyuréthane. Le film anti-érosion 20 peut être déposé par exemple par pulvérisation de poiyuréthane liquide sur la pals 6, le polyuréthane étant ensuite solidifié, par exemple par polymérisation, pour former le film 20. En variante, le film anti-érosion 20 peut être directement déposé sous forme de film préfabriqué, Avantageusement, le film 20 peut aussi favoriser ia tenue mécanique de l'éiément rapporté 16 sur le bord d'attaque 12, et la cohésion de l'ensemble notamment en cas de chocs, en minimisant la probabilité que des fiis ou torons de tissage ne puissent être extérieurement saillants. En particulier la cohésion peut être optimisée au regard de torons ou fils de la préforme fibreuse de l'élément rapporté de protection du bord d'attaque.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine aéronautique (1, 4) comprenant au moins une hélice rotative non carénée (2, 5a, 5b) munie d'une pluralité de pales (3, 6), chaque paie (3, 6) comprenant :
un corps de paie (8) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ie renfort fibreux du corps de pale (8) présentant un tissage tridimensionnel, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque (12) et un bord de fuite (14),
un élément rapporté (16) de protection du bord d'attaque (12) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, iedit élément rapporté (16) étant collé sur le bord d'attaque (12) du corps de pale (8), ledit élément rapporté (16) étant formé à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densiflcation, et
un film de polyuréthane (20) de protection contre l'érosion recouvrant le corps de pale (8) et l'élément rapporté (16).
2. Turbomachine selon la revendication 1, dans lequel ia préforme fibreuse sèche comprend au moins une couche fibreuse présentant un tissage bidimensionnel.
3. Turbomachine selon la revendication 1, dans lequel la préforme fibreuse sèche présente un tissage tridimensionnel.
4. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à
3, dans lequel le bord d'attaque (12) du corps de pale (8) présente en section transversale une tonne de tenon et l'élément rapporté (16) une section transversale en forme de U de façon à ce que l'élément rapporté restaure ie profil aérodynamique du bord d'attaque.
5. Turbomachine selon Tune quelconque des revendications 1 à
4, dans laquelle l'élément rapporté (16) présente une épaisseur (g) sensiblement constante.
6. Procédé de fabrication d'une pale (3, 5) d'hélice rotative non carénée (2, 5a, 5b) d'une turbomachine aéronautique (1, 4), le procédé comportant au moins les étapes suivantes :
ia fabrication d'un corps de paie (8) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps (8) s'étendant entre un bord d'attaque (12) et un bord de fuite (14), le renfort fibreux du corps de pale présentant un tissage tridimensionnel,
la fabrication d'un élément rapporté (16) de protection du bord d'attaque (12) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, l'élément rapporté étant fabriqué à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification,
le collage de l'élément rapporté (16) sur ie bord d'attaque (12) du corps de paie (3, 6), et
la formation d'un film de polyuréthane sur le corps de pale et l'élément rapporté de façon à recouvrir ie corps de pale et l'élément rapporté avec iedit film de polyuréthane.
7. Procédé selon ia revendication 6, dans lequel la préforme fibreuse sèche comprend au moins une couche fibreuse présente un tissage bidimensionnei.
S. Procédé selon la revendication 6, dans lequel la préforme fibreuse sèche présente un tissage tridimensionnel. 9. Procédé seion l'une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel le bord d'attaque (12) du corps de pale (8) présente en section transversale une forme de tenon et l'élément rapporté (16) une section transversale en forme de U de façon à ce que l'élément rapporté restaure le profil aérodynamique du bord d'attaque, le procédé comprenant, avant le collage de l'élément rapporté (16) sur le bord d'attaque (12) du corps de pale (8), une étape d'usinage du bord d'attaque du corps de paie, de façon à lui conférer une section transversale en forme de tenon.
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